Союз (ракета-носитель)

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к: навигация, поиск
РН 11A511 «Союз»
РН 11A511 «Союз»
Запуск космического корабля «Союз-19» при помощи РН «Союз-У»
Общие сведения
Страна Союз Советских Социалистических Республик СССР
Семейство Р-7А
Индекс 11A511
Назначение ракета-носитель
Разработчик ОКБ-1, ЦСКБ-Прогресс
Изготовитель ЦСКБ-Прогресс
Основные характеристики
Количество ступеней 3
Длина 49,012 м[1] (50,67 м[2])[комм. 1]
Диаметр 10,303 м[3]
Сухая масса 33,750 т (с полезным грузом)[3]
Стартовая масса 307,650 т[1]
Вид топлива Т1 + LOX
Масса топлива 273,900 т
Полезная нагрузка 7К-ОК, 7К-Т, 7К-ТА
Масса полезной нагрузки
  - на НОО ~ 7,100 т
Система управления комбинированная, аналоговая
История запусков
Состояние эксплуатация завершена
Места запуска Байконур, площадки № 1, № 31
Число запусков 32[4] (31[5][комм. 2])
  - успешных 30[4][5]
  - неудачных 2[4] (1[5])
Первый запуск 28 ноября 1966 года
Последний запуск 14 октября 1976 года
Варианты Союз-Л, Союз-М, Союз-У
 
Первая ступень — боковые блоки «Б», «В», «Г», «Д»
Длина 19,825 м
Диаметр 2,680—3,820 м (макс)
Сухая масса 4 × 3,750 т
Стартовая масса 4 × 43,325 т
Маршевые двигатели 4 × 8Д728 (РД-107)
Тяга 83,5 тс (на Земле) (101,5 тс (в вакууме))
Удельный импульс 252 / 313 с
Время работы 140 с
Топливо Т1 + LOX
Горючее Т1
Окислитель LOX
Вторая ступень — центральный блок «А»
Длина 28,465 м
Диаметр 2,950 м
Сухая масса 6 т
Стартовая масса 100,240 т
Маршевый двигатель 8Д727 (РД-108)
Тяга 79,3 тс (на Земле) (99,3 тс (в вакууме))
Удельный импульс 252 / 315 с
Время работы 320 с
Топливо Т1 + LOX
Горючее Т1
Окислитель LOX
Третья ступень — блок «И»
Длина 6,745 м
Диаметр 2,660 м
Сухая масса 0,408 т
Стартовая масса 25,450 т
Маршевый двигатель 11Д55 (РД-0110)
Удельный импульс 326 с
Время работы 240 с
Топливо Т1 + LOX
Горючее Т1
Окислитель LOX
Четвертая ступень — головной блок с ДУ САС
Длина 12,913 м
Диаметр 3,000 м
Стартовая масса 8,510 т
Маршевый двигатель ТРДТ
Время работы 161 с
Структурно-компоновочная схема ракеты-носителя 11А511 «Союз»

«Сою́з» (индекс УРВ РВСН[комм. 3] — 11А511) — советская трёхступенчатая ракета-носитель (РН) среднего класса из семейства Р-7, предназначенная для выведения на круговую орбиту Земли с неизменным наклонением орбиты пилотируемых космических кораблей типа «Союз» и автоматических космических аппаратов серии «Космос».

Разрабатывалась и изготавливалась в куйбышевском Филиале № 3 ОКБ-1 (ныне — ЦСКБ-Прогресс) под руководством Дмитрия Ильича Козлова и Сергея Павловича Королёва на основе ракет-носителей «Р-7А» и «Восход».

С помощью ракеты-носителя «Союз» были запущены все «Союзы 7К-ОК», первые 11 космических кораблей «Союз 7К-Т», а также первые «Союз 7К-ТА» (для орбитальной станции «Салют-3»). Всего было произведено 32 запуска с 1966 года по 1976 год, из них 30 были успешными.

На базе ракеты-носителя было разработано три модификации: «Союз-Л» — для проведения отработки лунной кабины ракетно-космического комплекса Н1-ЛЗ; «Союз-М» — для вывода на околоземную орбиту разведывательных спутников специального назначения типа «Зенит-4МТ»; и, впоследствии, «Союз-У» — для выведения на околоземную орбиту космических кораблей типа «Союз» и «Прогресс», а также множества космических аппаратов серии «Космос», «Ресурс-Ф», «Фотон», «Бион» и ряда зарубежных аппаратов.

Содержание

История создания[править | править вики-текст]

Предпосылки[править | править вики-текст]

История создания ракеты-носителя «Союз» начинается 20 мая 1954 года, когда ЦК КПСС и Совет Министров СССР приняли постановление № 956—408 о разработке межконтинентальной баллистической ракеты (МБР) Р-7 (индекс УРВ РВСН — 8К71), в котором перед ОКБ-1 под руководством Сергея Павловича Королёва была официально поставлена задача создания баллистической ракеты, способной нести термоядерный заряд, и дальностью полёта до 10 тысяч километров[6].

Теоретические основы создания ракетных двигателей и энергетических установок ракетных комплексов были сформированы в НИИ-1 НКАП СССР под руководством Мстислава Всеволодовича Келдыша[6].

Непосредственное конструирование ракеты Р-7 началось в ОКБ-1 в 1953 году под руководством Сергея Павловича Королёва, ведущим конструктором по Р-7 был назначен Дмитрий Ильич Козлов, проектным отделом ОКБ-1 по Р-7 руководил Сергей Сергеевич Крюков. Новые мощные двигатели для Р-7 параллельно разрабатывались в ОКБ-456, под руководством Валентина Петровича Глушко[6][7].

Система управления ракетой проектировалась в НИИ-885 (ныне — ФГУП «НПЦАП») под руководством Николая Алексеевича Пилюгина, а изготовление было поручено харьковскому заводу «Коммунар»[8].

В Институте проблем управления АН СССР под руководством Бориса Николаевича Петрова была разработана система опорожнения баков и система синхронизации расхода ракетного топлива. Разработка системы радиоуправления велась в НИИ-885 под руководством Михаила Сергеевича Рязанского[9].

В НИИ-944 (ныне — ФГУП «НПЦАП») под руководством Виктора Ивановича Кузнецова конструировались гироскопические приборы системы управления, системы автоматического подрыва ракеты проектировал Борис Евсеевич Черток в ОКБ-1, а систему телеметрических измерений — Алексей Федорович Богомолов в ОКБ МЭИ[9].

Одновременно с началом разработки новой МБР была создана комиссия во главе с генерал-лейтенантом Василием Ивановичем Вознюком, которая рассматривала вопрос о строительстве специального испытательного полигона.[6] Стартовый комплекс был разработан в ГСКБ «Спецмаш» под руководством Владимира Павловича Бармина[9].

В феврале 1955 года для отработки тактико-технических характеристик перспективной МБР под командованием генерала Георгия Максимовича Шубникова создаётся новый Научно-исследовательский испытательный полигон № 5 Министерства Обороны СССР (НИИП-5), ставший затем космодромом Байконур. Место строительства — Казахстан, железнодорожная станция Тюра-Там, Кзыл-Ординской области[6][7].

Создание ракеты Р-7[править | править вики-текст]

Эскизный проект Р-7 был готов в ОКБ-1 24 июля 1954 года. Согласно проекту МБР стартовой массой 280 т, тягой у земли 404 тс и длиной 34,2 м должна была доставить головную часть массой 5,4 т на расстояние 8240 км[10]. Лётные испытания Р-7 начались 15 мая 1957 года.

Первый пуск был неудачным. Ракета 8К71 № М1-5 в измерительном варианте пролетела около 400 км и разрушилась в результате пожара. Успешным был только четвёртый пуск, который состоялся 21 августа 1957 года[11].

Ещё до принятия на вооружение МБР Р-7 в 1959 году было принято решение о строительстве объекта «Ангара» в районе посёлка Плесецк Архангельской области (ныне — космодром Плесецк) специально для постановки на боевое дежурство именно баллистических ракет данного типа[12].

В том же 1959 году в СССР был создан новый вид войск — Ракетные войска стратегического назначения (РВСН), на вооружение которых стали поступать межконтинентальные баллистические ракеты Р-7. Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 192-20 от 20 января 1960 года МБР Р-7 была принята на вооружение. Всего было произведено 30 пусков ракет Р-7, из них 20 — успешные[13].

Создание производственной инфраструктуры[править | править вики-текст]

Вместе с принятием ракет Р-7 на вооружение перед промышленностью встала сложная задача: обеспечить необходимый боезапас для вновь созданных ракетных войск и строящихся полигонов. Опытный завод ОКБ-1 не располагал достаточными производственными мощностями для серийного производства ракет Р-7[12].

Поэтому 2 января 1958 года было принято постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 2-1сс/ОВ[14], в котором куйбышевскому Государственному авиационному заводу № 1 имени Осоавиахима (ГАЗ № 1, завод «Прогресс») Министерства авиационной промышленности предписывалось, не прекращая выпуска самолётов «Ту-16», реконструировать производство и освоить выпуск МБР Р-7, индекс 8К71, с выпуском трёх лётных изделий в четвёртом квартале 1958 года[12][15][16].

В Куйбышев, для освоения производства, Королёв отправляет бригаду инженеров под руководством Дмитрия Ильича Козлова[12]. Сроки, в течение которых надо следовало выполнить данную задачу, были исключительно сжатыми, но коллектив завода под руководством директора завода Виктора Яковлевича Литвинова и ведущего конструктора Дмитрия Ильича Козлова справился с поставленной задачей[12].

Освоение ракеты на заводе № 1 проходило успешно и уже в конце 1958 года первые три ракеты были изготовлены и сданы заказчикам, а 17 февраля 1959 года с полигона Байконур была успешно запущена первая серийная ракета Р-7[12][16].

Для непосредственного конструкторского сопровождения и модернизации изготавливаемых заводом ракет, на территории завода № 1, С. П. Королёв, приказом по ОКБ-1 № 74 от 25 июля 1959 года, создал специальный конструкторский отдел № 25 ОКБ-1, который в соответствии с постановлением ЦК КПСС и СМ СССР № 715—296 от 23 июня 1960 года[17], преобразован в Филиал № 3 с дислокацией в городе Куйбышеве. Впоследствии, в 1974 году, КБ было переименовано в ЦСКБ[18].

На основе двухступенчатой межконтинентальной баллистической ракеты Р-7, созданной в конструкторском бюро С. П. Королёва в 1953—1957 годах, разработано более десяти модификаций космических ракет-носителей (РН)[19]. Созданная на её базе трёхступенчатая РН «Спутник» 4 октября 1957 года вывела на орбиту первый искусственный спутник Земли — «ПС-1»[19][20].

Создание ракеты-носителя Р-7А[править | править вики-текст]

Параллельно с Р-7 в течение 1958—1959 годов ОКБ-1 совместно с ЦСКБ и заводом № 1 вели разработку усовершенствованной версии МБР «Р-7А» (индекс УРВ РВСН — 8К74)[21]. Двухступенчатая ракета Р-7 имела длину 33 метра, максимальную стартовую массу — 278 тонны, а максимальная дальность стрельбы была определена в 8000 километров[16].

В конце 1959 года, параллельно с выпуском МБР Р-7, началось освоение Р-7А, серийный выпуск которой в Куйбышеве начался в III квартале 1960 года[18]. Стартовая масса 8К74 составила 276 т (8К71 — 278 т), длина — 31,065 м, максимальная дальность стрельбы не более чем 12 000 км[16]. На приборном отсеке Р-7А появился конический переходник для стыковки менее габаритной головной части с блоком «А». Новая инерциальная система управления взяла на себя функции системы радиоуправления, за исключением управления дальностью. Было проведено некоторое облегчение конструкции ракеты (за счёт химического фрезерования стенок баков). Сократилось время подготовки ракеты к пуску, в результате чего была повышена боеготовность[18].

Первый пуск в рамках лётных испытаний состоялся 23 декабря 1959 года, последний — 7 июля 1960 года. МБР Р-7А была принята на вооружение РВСН постановлением ЦК КПСС и СМ СССР № 1001—416 от 12 сентября 1960 года[22].

В Министерстве обороны США и НАТО ракета получила обозначение SS-6 и Sapwood, соответственно. Главное ракетно-артиллерийское управление Министерства Обороны СССР использовало индекс 8К74[16].

В семействе ракет-носителей Р-7А можно выделить следующие типы:

  • 8К78 «Молния» — четырёхступенчатые ракеты-носители для запуска автоматических космических аппаратов на высокие эллиптические орбиты и межпланетных космических станций к Луне, Марсу и Венере[22][23];
  • 8К78М «Молния-М» — четырёхступенчатые ракеты-носители с модернизированными двигателями первой и второй ступени. Послужила основой для создания трёхступенчатых вариантов «Восход» и «Союз»[24][25][26];
  • 11А57 «Восход» — трёхступенчатая ракета-носитель для запуска космических кораблей «Восход» и разведывательных спутников «Зенит»[22][27];
  • 8К72 «Восток» и 8А92 «Восток-2» — трёхступенчатые ракеты-носители для запуска автоматических космических аппаратов на средние круговые орбиты[28][29];
  • 11А510 — специальная версия ракеты-носителя 8А92 для запуска двух опытных образцов космического аппарата УС-А, разработки ОКБ-52[30];
  • 11А59 «Полёт» — двухступенчатая ракета-носитель для запуска ИСЗ «Полёт-1» и «Полёт-2»[22][31];
  • 11А511 «Союз» — трёхступенчатые ракеты-носители для запуска пилотируемых космических кораблей и автоматических космических аппаратов на низкие околоземные орбиты[22].

По состоянию на 2011 год было произведено более 1760 ракет всех модификаций ракет-носителей, созданных на базе межконтинентальной баллистической ракеты Р-7[22].

Создание 11А511 «Союз»[править | править вики-текст]

После успешных запусков ракет-носителей «Восток» и «Восход» в 1958—1963 годах, С. П. Королёв приступил к разработке принципиально нового направления в пилотируемой космонавтике[32].

Рассматривались не только простые полёты, максимум с пассивным сближением кораблей за счёт начального баллистического построения, но и групповые полёты, активное сближение, стыковка, переход космонавтов из корабля в корабль. Для осуществления длительных полётов предусматривалось обеспечение более или менее комфортных условий для космонавта, для чего в состав корабля нового поколения вводился бытовой отсек[32].

Задумывался и облёт Луны экипажем из двух человек, для чего на околоземной орбите должен был собираться комплекс в составе пилотируемого корабля «Союз-7К» и ракетного разгонного блока «Союз-9К», который, в свою очередь, заправлялся топливом на орбите танкером-заправщиком «Союз-11К». Корабль «Союз-7К», ракетный блок «Союз-9К» и танкер-заправщик «Союз-11К» предполагалось использовать для вывода на орбиту ракетой-носителем среднего класса. Однако энерговооруженности наиболее мощной[33], на тот момент, РН 11А57 («Восход»), по состоянию на 1963 год было недостаточно для реализации предполагаемой миссии. Кроме того, весьма остро стоял вопрос об оснащении пилотируемого космического корабля «Союз-7К» активной системой аварийного спасения (САС), способной в случае нештатной ситуации, грозящей жизни экипажа, на всех участках полёта ракеты-носителя, надёжно выполнить действия по спасению космонавтов[32][16][34].

Также следует заметить, что в 1962—1963 годах в куйбышевском Филиале № 3 велись работы по созданию автоматических космических аппаратов типа «Зенит-4МТ» для введения топографической съёмки в интересах МО СССР, которые также требовали повышения энергетики базовой ракеты-носителя[35].

Таким образом, возникла необходимость разработки новой модификации ракеты-носителя. Впоследствии эта модификация получила индекс 11А511 и наименование «Союз», она использовалась для запуска пилотируемых космических кораблей типа «Союз», а в дальнейшем и для грузовых транспортных кораблей типа «Прогресс»[36][16].

Трёхступенчатая РН среднего класса 11А511 «Союз» была разработана КФЦКБЭМ в 1966 году в соответствии с постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 1184—435 от 3 декабря 1963 года и предназначалась для выведения на околоземную орбиту комплексов «Союз-7К», «Союз-9К» и «Союз-11К» и в основном разведывательных космических аппаратов серии «Космос», разработанных также Куйбышевским филиалом[36].

РН «Союз» как модернизация РН «Восход»[править | править вики-текст]

Ракета-носитель 11А511 «Союз» создавалась на базе РН 11А57 «Восход».[34] Основным изменением подвергся блок 3-й ступени, которой был модернизирован с целью дальнейшего повышения энергетических характеристик ракеты-носителя.

Разработка данной модификации началась в середине 1963 года. К тому времени ОКБ-1 разрабатывало пилотируемый комплекс «Союз» 7К-9К-11К для облёта Луны. Согласно первоначальным исходным данным (конец 1962 года — начало 1963 года), масса корабля «Союз» на орбите должна была составить 5,8 тонн.

Его запуск предусматривался с помощью унифицированного носителя 11А57 «Восход» на базе ракеты Р-7А. Однако к середине 1963 года, когда в ходе разработки проектная масса корабля превысила 6 тонн, а масса головного обтекателя с двигателями САС приблизилась к 2 тоннам, стало ясно, что РН 11А57 не сможет вывести его на расчётную орбиту. Начался поиск путей модернизации этой РН с целью увеличения грузоподъёмности.

Модернизация ступеней проводилась Куйбышевским филиалом № 3 ОКБ-1, а головного блока — совместно ОКБ-1 и филиалом № 3. Внешне ступени практически не изменились, но были существенно модернизированы:

  • облегчена бортовая кабельная сеть систем управления и телеметрии;
  • телеметрическая система на боковом и центральном блоках заменена новой системой, установленной на блоке «А»;
  • снижено наклонение орбиты космического корабля к плоскости экватора с 64,8° до 51,5°;
  • повышена прочность некоторых силовых элементов первой ступени, так как при новой циклограмме их отделение предусматривалось при повышенном скоростном напоре;
  • из-за разброса параметров, двигатели 8Д727 (РД-108) для блока «А» подбирались индивидуально (удельная тяга — не менее 252 секунд[источник?] на уровне моря);
  • уменьшена длина блока «И», облегчена его кабельная сеть;
  • модернизирована система управления третьей ступени.

В таблице представлен план-график доработки основных узлов ракеты-носителя 11А57 и наземного оборудования для проведения испытаний РН 11А511 и комплекса «Союз» (объекты «7К», «9К» И «11К»)[36].

Особенности конструкции РН «Союз»[править | править вики-текст]

Двигательные установки первой и второй ступени РН «Союз»

Ракета-носитель «Союз» легко узнаваема по четырём коническим боковым блокам первой ступени, что отличает все «Союзы» от других ракет-носителей, а также характерному головному обтекателю с четырьмя прямоугольниками решетчатых стабилизаторов и специфической «башне» системы аварийного спасения на вершине.

Характеристики основных узлов РН «Союз»[править | править вики-текст]

Общая длина ракеты-носителя составляет не более чем 50,67 м и зависит от типа запускаемого космического корабля. Максимальный поперечный размер ракеты-носителя измеряется по концевикам воздушных рулей и составляет 10 м и 30 см. Стартовая масса не более 308 тонн, а общая масса топлива не более чем 274 тонны. Сухая масса ракеты-носителя с транспортными патронами и полезной нагрузкой не более чем 34 тонны и зависит от типа запускаемого космического корабля.

Двигательные установки РН «Союз» позволяют развивать суммарную тягу 413 тс на уровне моря и более чем 505 тс в вакууме.

Трёхступенчатая ракета-носитель «Союз» состоит из:

  • первой ступени, которая состоит из четырёх стартовых ускорителей — блоков «Б», «В», «Г» и «Д»;
  • второй ступени, которая состоит из центрального блока «А»;
  • третьей ступени — блок «И»;
  • адаптера полезного груза, головного обтекателя и системы аварийного спасения экипажа.

Ракета-носитель 11А511 «Союз» позволяет выводить на низкую околоземную орбиту полезные нагрузки массой до 7,1 тонн.

В качестве двигательных установок ракеты-носителя «Союз» были использованы доработанные двигатели двухступенчатой МБР Р-7А и трёхступенчатой ракеты-носителя среднего класса «Восход».

Первая ступень[править | править вики-текст]

Первая ступень состояла из четырёх конусообразных боковых блоков — ускорителей «Б», «В», «Г» и «Д» с автономными двигателями на каждом ускорителе. Все боковые блоки были размещены вдоль центрального блока «А» во взаимно перпендикулярных плоскостях стабилизации[39].

Боковые блоки при полёте ракеты-носителя упирались своими передними опорами в специальные кронштейны центрального блока, что были размещены на силовом шпангоуте бака окислителя. Специальная конструкция кронштейнов обеспечивала восприятие только продольных нагрузок, передаваемых с боковых блоков, и не препятствовала свободному отделению передних опор боковых блоков при исчезновении продольной силы при выключении двигателей боковых ускорителей[39].

Отделение ускорителей происходило примерно на 118 секунде после старта.

Конструкция[править | править вики-текст]

Конструктивно-компоновочная схема бокового блока ракеты-носителя «Союз» была типовая для всех ракет-носителей из семейства Р-7 из состояла из следующих частей:

  • Силового конуса.
  • Бака с окислителем — несущей конструкции конической формы в верхней части бокового блока. В баке была предусмотрена специальная система вскрытия, что срабатывала при отделении ускорителя. Система вскрытия позволяла разгерметизировать конструкцию бака и перенаправить исходящие газы по специальному соплу во внешнюю среду, создавая при этом, силу, отводящую боковой блок при разделении ступеней.
  • Межбакового отсека — конструкции в центральной части ускорителя, выполненной в виде конической оболочки. В отсеке размещались приборы и элементы автоматики обеспечивающие управление боковым блоком в период совместного функционирования в составе ракеты-носителя. Для обеспечения доступа к приборам в обшивке были предусмотрены специальные герметичные люки[40];
  • Бака с горючим — несущей конструкции конической формы в центральной части ускорителя, что крепилась к заднему торцевому шпангоуту межбакового отсека. Внутри бака проходит тоннельная труба, в которой проложен расходный трубопровод окислителя[40];
  • Отсека баков перекиси водорода и жидкого азота — тороидальной конструкции в нижней части ускорителя, что служила переходным звеном между хвостовым отсеком и топливными баками[41];
  • Хвостового отсека — конструкции в нижней части ускорителя специальной цилиндрической формы. В хвостовом отсеке размещался маршевый двигатель и один аэродинамический руль с электрическим приводом. Задняя часть наружной поверхности отсека имела отражательный экран, защищающий донную часть ракеты от действия тепловых потоков факела.

Сухая масса конструкции бокового блока составляла не более чем 3,75 т. В боковые блоки перед стартом заправляли в общей сложности не более чем 155—160 тонн топлива.

Двигательная установка[править | править вики-текст]

Принципиальная схема работы ТНА ЖРД РД-107 и РД-108

В качестве маршевых двигательных установок (ДУ) первой ступени использовались четыре четырёхкамерных жидкостных ракетных двигателя открытого цикла РД-107 (индекс 8Д728), разработанного Валентином Петровичем Глушко в НПО «Энергомаш»[1]. Двигатели были закреплены на переднем торцевом шпангоуте хвостового отсека[41].

Каждый двигатель РД-107 имел четыре основные неподвижные и две поворотные рулевые камеры сгорания, закреплённых в шарнирных подвесах. Давление в основных камерах сгорания составляет 58 кг/см2, в рулевых камерах сгорания — 54 кгс/см2[42]. Масса сухого двигателя РД-107 составляла 1155 кг[43]. Полная масса — 1300 кг[39].

Подача топлива в двигательные установки осуществлялась с помощью турбонасосного агрегата (ТНА). Турбина ТНА раскручивалась парогазом, полученным в газогенераторе при каталитическом разложении концентрированной 82 % перекиси водорода. Управление вектором тяги, вместо применения газовых рулей, производилось за счёт поворота малых рулевых камер сгорания. Данная схема работы позволила снизить потери тяги при изменении её вектора[39].

Вторая ступень[править | править вики-текст]

Вторая ступень включала массу конструкций центрального блока «А» с полезной нагрузкой и топливом, остающимся в баках блока после окончания работы первой ступени. Отделение второй ступени происходило примерно на 278 секунде после старта[39].

Конструкция[править | править вики-текст]

Конструктивно-компоновочная схема центрального блока ракеты-носителя «Союз» была схожа с центральным блоком второй ступени РН «Восход» и состояла из следующих частей:

  • Приборного отсека.
  • Бака с окислителем — конструкции в двух оболочек в форме усечённых конусов, обращённых большими основаниями друг к другу. Длина отсека составляла не более чем 9,5 м, а диаметр, в среднем, составлял 2 м.
  • Межбакового отсека длиной 1 м и диаметром не более чем 2 м.
  • Бака с горючим — конструкции цилиндрической формы с торосферическими днищами в центральной части второй ступени, что крепилась к переднему торцевому шпангоуту бака с окислителем. Длина отсека составляла не более чем 7,9 м, а диаметр не более чем 2 м. Внутри бака была проложена расходная магистраль окислителя[44].
  • Отсека бака с жидким азотом в виде тороидального подвесного бака, что крепился к отсеку с перекисью водорода. Во внутренней полости бака проходили трубопроводы горючего и окислителя.
  • Отсека бака перекиси водорода — конструкции в нижней части ускорителя, что служила переходным звеном между хвостовым отсеком и баком с жидким азотом. Длина бака составляла 1,8 м и представлял собой несущий кольцевой цилиндрический бак с днищами в виде бочок[44].
  • Хвостового отсека — конструкции в нижней части ускорителя специальной цилиндрической формы. Хвостовой отсек имел длину 2,75 м и диаметр 2 м. В хвостовом отсеке размещался маршевый двигатель с четырьмя обтекателями, расположенными на внешней оболочке в плоскости стабилизации[45].

Сухая масса конструкции бокового блока «А» составляла не более чем 6 т. В центральный блок перед стартом заправляли в общей сложности не более чем 90—95 тонн топлива.

Двигательная установка[править | править вики-текст]

ЖРД РД-108 в Музее космонавтики и ракетной техники в Санкт-Петербурге

На второй ступени ракеты-носителя в качестве маршевого двигателя использовался жидкостной двигатель РД-108 (индекс 8Д721), также разработанный в НПО «Энергомаш».

Двигатель РД-108 был закреплён на переднем торцевом шпангоуте хвостового отсека с помощью трубчатой рамы. Двигатель состоял из четырёх неподвижных камер сгорания и четырёх поворотных камер, отклоняемых на ±35° и служащих исполнительными органами системы управления[45]. Двигательные установки совместно с остальными органами управления ракетой, обеспечивали необходимое положение ракеты в пространстве на активном участке траектории и самостоятельно управляли ракетой на втором участке. Двигатель представлял собой ЖРД открытого цикла с общим ТНА, системой газогенерации и автоматикой системы наддува. Схема подачи топлива была аналогична двигателям РД-107 боковых ускорителей[42].

Давление в основных камерах сгорания составляло 58 кг/см2, в рулевых камерах сгорания — 54 кгс/см2. Давление на выходе из сопла в двигателе РД-108 составляло 0,23 кг/см2[42]. Масса сухого двигателя составляла 1195 кг[39][43].

Третья ступень[править | править вики-текст]

В качестве третьей ступени использовался модернизированный блок «И» от ракеты-носителя 11А57 «Восход».

Конструкция[править | править вики-текст]

Конструктивно-компоновочная схема блока «И» ракеты-носителя «Союз» состояла из:

  • сбрасываемого переходного отсека — особой конструкции для крепления блока полезной нагрузки с головным обтекателем на верхнюю часть блока «И» третьей ступени;
  • бака с горючим — сферической конструкции в верхней части блока;
  • отсека систем управления и измерения;
  • бака с окислителем — сферической конструкции в нижней части блока;
  • хвостового отсека — отсека для размещения двигательных установок блока третьей ступени ракеты-носителя.

Общая длина блока «И» третьей ступени составляла не более 6,745 м, а диаметр — не более 2,66 м. Общая масса составляла немного более 25 тонн.

Двигательная установка[править | править вики-текст]

РД-0110 в экспозиции Музея космонавтики и ракетной техники

В качестве двигателя на блоке третьей ступени использовался высоконадёжный жидкостной ракетный двигатель открытого цикла РД-0110 (индекс 11Д55), разработанный Семёном Ариевичем Косбергом в ОКБ-154[1].

Двигатель РД-0110 с турбонасосной подачей топлива, имел четыре основные неподвижные и четыре поворотные рулевые камеры сгорания, закреплённых в шарнирных подвесах. Давление в основных камерах сгорания составляло 69,5 кгс/см2[46].

Общая длина двигателя не превышала 2,2 м, а масса — 408 кг. Максимальное время работы двигателя было ограничено отметкой в 250 секунд[46].

Используемое топливо[править | править вики-текст]

В качестве компонентов топлива во всех ступенях ракеты-носителя использовался реактивный керосин Т-1[47]. В качестве окислителя использовали — жидкий кислород (LOX), весьма пожароопасный и даже взрывоопасный тип окислителя, хотя и не токсичный[48].

Также для обеспечения работы вспомогательных систем ракета заправлялась небольшим количеством перекиси водорода и жидкого азота.

Тактико-технические характеристики ступеней РН «Союз»[править | править вики-текст]

Тактико-технические характеристики ступеней РН «Союз»
Ступени (блок) Длина, м Макси­мальный поперечный размер, м Макси­мальный диаметр, м Стартовая масса, т Сухая масса, т Масса топлива, т Двига­тельная установка Разработчик ДУ Тип ДУ Марка топлива Окислитель НТ на уровне моря, тс НТ в вакууме, тс Удельный импульс на уровне моря, с Удельный импульс в вакууме, с Расход горючего, кг/с Расход окисли­теля, кг/с Степень расши­рения сопла Время отде­ления, с Макси­мальное время работы, с
I ступень (блоки Б, В, Г, Д) 19,825 3,82 2,68 43,325 3,75 39,475 РД-107 В. П. Глушко ЖРД открытого цикла керосин Т-1 жидкий кислород 83,5 101,5 252 313 88,3 218,4 149/1 Т+118 140
II ступень (блок А) 28,465 2,95 2,95 100,24 1,25 93,3 РД-108 В. П. Глушко ЖРД открытого цикла керосин Т-1 жидкий кислород 79,3 99,3 252 315 84,8 202,7 153/1 Т+286 320
III ступень (блок И) 6,745 2,66 2,66 25,45 0,41 22,7 РД-0110 С. А. Косберг ЖРД открытого цикла керосин Т-1 жидкий кислород 30,38 326 Т+526 240

Система аварийного спасения экипажа[править | править вики-текст]

Особенности конструкции САС ракеты-носителя «Союз»[править | править вики-текст]

САС ракеты-носителя «Союз-У»

Самым существенным отличием РН «Союз» от предыдущих носителей типа Р-7, предназначенных для пилотируемых полётов, стала разработанная ОКБ-1 система аварийного спасения (САС) нового типа. САС «взводилась» за 15 минут до старта ракеты-носителя и обеспечивала спасение экипажа в случае аварии ракеты как на стартовой площадке, так и на любом участке полёта.

РН «Союз» проектировалась для вывода на околоземную орбиту космических кораблей одноимённой программы «Союз». Корабль «Союз» состоял из трёх отсеков — орбитального, приборно-агрегатного и спускаемого аппарата. Спускаемый аппарат с космонавтами находился в середине связки, а силовой элемент (шпангоут, к которому можно прикладывать усилия) — в самом низу. Поэтому для увода спускаемого аппарата с ракеты, приходилось уводить весь корабль целиком, вместе с головным обтекателем (ГО).

Расположение двигательных установок САС по тянущей схеме — сверху на штанге, а не в нижней части, под космическим кораблем, диктовалось соображениями экономии веса и горючего, так как сразу после набора ракетой-носителем достаточной высоты, штанга вместе с двигателями отстреливалась от ГО[49].

На створках головного обтекателя РН «Союз» были установлены твердотопливные ракетные двигатели (РДТТ) разделения, уводящие отделяемый головной блок с экипажем, на участке между отделением двигательной установки САС и сбросом головного обтекателя. На вершине модуля был расположен небольшой двигатель для увода в сторону головного обтекателя после срабатывания основного твердотопливного двигателя отделения[49].

Твердотопливная двигательная установка САС представляла собой два многосопловых блока твердотопливных двигателей (для разделения и увода отделяемого головного блока) и четыре небольших управляющих РДТТ.

Корабль соединялся с головным обтекателем тремя опорами, которые окружали спускаемый аппарат и «упирались» в нижний шпангоут бытового отсека. На этом шпангоуте спускаемый аппарат как бы «висел».

Усилие от ДУ САС на спускаемый аппарат (СА) передавались через два силовых пояса (верхний и нижний) и специальный ложемент в который был установлен спускаемый аппарат. Также существовало дополнительное крепление в верхней части головного блока фиксирующее орбитальный отсек.

В 1965 году в ходе разработки САС выяснилось, что сброс ГО, при аварии, целиком невозможен без сильного удара по приборно-агрегатному отсеку. Для устранения данной проблемы было решено разделить обтекатель на две части поперечным стыком, чтобы при срабатывании ДУ САС, от ГО отделялась только его верхняя часть. При этом нижняя часть ГО вместе с приборно-агрегатным отсеком космического корабля оставалась с ракетой.

Для сохранения устойчивости в полёте на ГО стали устанавливать четыре решетчатых стабилизатора. Такая конструктивно-компоновочная схема отделяемого головного блока САС стала базовой для всех модификаций ракет серии «Союз» и КК «Союз» в будущем.

Тактико-технические характеристики САС РН «Союз»[править | править вики-текст]

  • Длина — 19,825 м;
  • Максимальный диаметр — 3 м;
  • Масса с полезным грузом (Союз 7К-ОК) — 8,51 т;
  • Масса полезного груза (Союз 7К-ОК) — 6,56 т;
  • Время сброса двигательных установок САС — Т + 157 секунд;
  • Время сброса головного обтекателя — Т + 161 секунда.[50]

Сценарий работы САС в случае аварии[править | править вики-текст]

В зависимости от момента аварии, спасение экипажа было предусмотрено по одной из четырёх программ:

1. Программа применялась от момента включения САС в дежурный режим на стартовой позиции (за 10—15 мин. до старта ракеты) до момента сброса головного обтекателя, вместе с которым (или несколько ранее) сбрасывалась твердотопливная двигательная установка. По этой программе в момент возникновения аварии включалась сигнализация на пульте космонавтов, аварийно выключались двигательные установки ракеты-носителя (только при авариях после 20 с полёта), космический корабль разделялся по стыку между спускаемым аппаратом и приборно-агрегатным отсеком, фиксировались силовые связи, удерживающие спускаемый аппарат и орбитальный отсек внутри головного обтекателя.

Далее разделялся поперечный стык в средней части ГО и раскрывались решетчатые стабилизаторы. Одновременно с раскрытием стабилизаторов должен был бы запускаться основной твердотопливный двигатель. В процессе работы основного двигателя включались рулевые двигатели увода, формирующие траекторию увода отделяемого головного блока. ОГБ должен был подняться на высоту не менее, чем 850 метров и быть уведённым от места старта в сторону не менее, чем на 110 метров.

В районе вершины траектории увода происходит отделение спускаемого аппарата от орбитального отсека и включается твердотопливный двигатель разделения, обеспечивающий увод головного обтекателя вместе с орбитальным отсеком на безопасное расстояние от СА.

После отделения спускаемого аппарата включалась система управления спуском, которая должна была бы демпфировать угловые возмущения СА, полученные при разделении.

Затем по команде программно-временного устройства (при аварии на малых высотах) или по команде барометрического датчика (при аварии на больших высотах) начинался ввод парашютной системы. При аварии в первые 26 секунд полёта предполагалась посадка СА на запасном парашюте, а после 26 секунды полёта — на основном. В процессе спуска на парашюте бортовые системы СА подготавливались к посадке. При срабатывании РДТТ экипаж испытывал перегрузки до 10g. Тяга РДТТ составляла 76 тс, а время работы — менее 2 секунд.

2. Программа предназначалась для спасения экипажа до 157-й секунды. В рамках данной программы ракета-носитель снабжалась отделяемым головным блоком САС, который представлял собой своеобразный летательный аппарат, состоящий из:

  • уводимой части космического корабля (спускаемый аппарат и бытовой отсек);
  • головного обтекателя;
  • двигательной установки.

3. Программа срабатывала при аварии между 161 и 522 секундами полёта. По этой программе в момент аварии включалась сигнализация на пульте космонавтов, аварийно выключались двигательные установки ракеты-носителя и бортовые системы СА переводились в аварийный режим работы.

По истечении определённой временной задержки отделялся орбитальный отсек, а затем разделялся СА и приборно-агрегатный отсек. После разделения, система управления спуском разворачивала спускаемый аппарат в плоскости тангажа и при входе в атмосферу обеспечивала таким образом, его спуск в режиме «максимального аэродинамического качества». При дальнейшем снижении СА, система приземления работала по штатной программе;

4. При аварии после 522 секунды и до выхода на орбиту производилось разделение отсеков космического корабля по штатной схеме, но спуск должен был проходить по баллистической траектории, при этом перегрузки могли превышать 10g.

Модификации РН «Союз»[править | править вики-текст]

На базе ракеты-носителя 11А511 «Союз» было разработано две модификации: «Союз-Л» и «Союз-М», а впоследствии РН стала основой для ракеты-носителя «Союз-У».[51]

РН «Союз-Л»[править | править вики-текст]

Для проведения отработки лунной кабины (объект «Т2К») ракетно-космического комплекса Н1-ЛЗ на базе ракеты-носителя 11А511 «Союз» была разработана её модификация — РН «Союз-Л». Данная модификация отличалась необычной надкалиберной формой головного обтекателя.[51]

В 1970—1971 годах с космодрома Байконур было осуществлено 3 пуска ракеты-носителя 11А511Л с космическими аппаратами «Космос-379», «Космос-398» и «Космос-434».[51]

РН «Союз-М»[править | править вики-текст]

Для вывода на орбиту военно-исследовательского корабля Союз «7К-ВИ», над разработкой которого в середине 1960-х годов трудились коллективы Куйбышевского филиала ЦКБЭМ и завода «Прогресс», на базе ракеты-носителя 11А511 была разработана модификация 11А511М «Союз-М».[51]

После закрытия программ по военным модификациям корабля «Союз», изготовленные на тот момент ракеты-носители были переоборудованы под возможность запуска разведывательных спутников типа Зенит-4МТ «Орион» (индекс — 11Ф629), разработки всё того же «ЦСКБ-Прогресс».[52]

В 1971—1976 годах с космодрома Плесецк с помощью «11А511М» были успешно запущены восемь космических аппаратов специального назначения типа Зенит-4М «Орион».[53][54].

Все запуски ракеты-носителя «Союз-М» производились с космодрома Плесецк (космодром), со стартовых площадок № 41/1 и № 43/4.[55]

РН «Союз-У»[править | править вики-текст]

В 1970—1973 годах была разработана модификация «Союз-У» (индекс — 11А511У), которая предназначалась для выведения на околоземную орбиту пилотируемых и грузовых космических кораблей типа «Союз», беспилотных транспортных кораблей типа «Прогресс», космических аппаратов серии «Космос», «Ресурс-Ф», «Фотон», «Бион», а также ряда зарубежных космических аппаратов. Основным отличием ракеты-носителя «Союз-У» от базовой заключалось в применении двигателей первой и второй ступеней с повышенными энергетическими характеристиками[56].

Состоянием на 18 мая 2012 года было произведено общей сложностью 771 пуск ракеты-носителя данной модификации.

РН «Союз-2»[править | править вики-текст]

Ракета-носитель «Союз-2» — семейство трёхступенчатых ракет-носителей среднего класса, разработанное в «ЦСКБ-Прогресс» на основе ракеты-носителя «Союз-У» путём глубокой модернизации. Масса полезной нагрузки, выводимой на низкую орбиту Земли — от 2800 кг до 9200 кг в зависимости от модификации и точки запуска. Проектное название — «Русь»[57].

РН «Союз-СТ»[править | править вики-текст]

Ракеты-носители «Союз-СТ» — семейство трёхступенчатых ракет-носителей среднего класса, созданных на базе РН «Союз-2» для обеспечения коммерческих запусков с космодрома Куру. Основные отличия ракеты от базового варианта — доработка системы управления под приём телекоманд с земли на прекращение полёта и доработка телеметрии под европейские наземные станции приёма телеметрической информации[58].

Ракета-носитель «Союз-СТ-А», созданная на базе ракеты-носителя «Союз 2-1а», способна выводить на геопереходную орбиту (ГПО) космические аппараты массой до 2810 кг, а на солнечно-синхронную орбиту (ССО) высотой 820 км — аппараты массой до 4230 кг[59]. «Союз-СТ-Б» на базе ракеты «Союз 2-1б», способна выводить на ГПО до 3250 кг, а на ССО — до 4900 кг[59].

История запусков ракеты-носителя «Союз»[править | править вики-текст]

Ракета-носитель «Союз-ФГ» при запуске космического корабля «Союз ТМА-5»

Всего было произведено 32 запуска РН «Союз» (один пуск аварийный и одна авария ракеты на стартовой позиции до пуска).

Первый пуск РН 11А511 «Союз» состоялся 28 ноября 1966 года. На орбиту был выведен беспилотный «Союз» («Космос-133»).

Последний пуск состоялся 14 октября 1976 года, на орбиту был выведен транспортный корабль 7К-ТСоюз-23»).

Список всех запусков ракет-носителей «Союз»[править | править вики-текст]

Все запуски ракеты-носителя «Союз» производились с космодрома Байконур, со стартовых площадок № 1 и № 31, а с 1970 года только со стартовой площадки № 1.

Инцидент 14 декабря 1966 года[править | править вики-текст]

После удачного запуска РН «Союз» 28 ноября 1966 года с аппаратом «Союз 7К-ОК» серии № 2 следующий испытательный запуск был намечен на 14 декабря 1966 года.

В качестве полезной нагрузки было решено использовать «Союз 7К-ОК» серии № 1. Поскольку данный аппарат не имел пары, проверить режим автоматической стыковки было невозможно, зато можно было проверить работу бортовых систем корабля.[56]

При подготовке пуска на одном из боковых блоков не сработал пирозапал. Автоматика дала «отбой» и ракета осталась на старте. Начались работы по сливу топлива, персонал покинул бункер и находился у подножия ракеты. Через 27 минут после отмены пуска внезапно сработала система аварийного спасения корабля. Как выяснилось эта система оставалась включенной и продолжала следить за состоянием и положением корабля.

Через некоторое время гироскопические датчики зафиксировали угловое отклонение космического корабля, появившееся из-за вращения Земли, и выдали аварийный сигнал. Спускаемый аппарат и бытовой отсек с помощью твердотопливных двигателей были подняты на высоту около километра где произошло отделение спускаемого аппарата и он спустился на парашюте.[56]

В приборно-агрегатном отсеке, оставшемся на РН загорелся теплоноситель выливавшийся из трубопроводов на которых отсутствовали обратные клапана. Через двадцать семь минут после отделения САС, один за другим последовали несколько взрывов, но этих минут оказалось достаточно, чтобы основная масса людей успели покинуть опасную зону. Майор Коростылёв из испытательного управления решил не бежать, а спрятаться за стену ограждения и погиб, задохнувшись в дыму. На следующий день после пожара умерли ещё два солдата.

После катастрофы было решено совершить дополнительные испытательные запуски, а пилотируемые полёты временно приостановить. Для нового пуска начали готовить «Союз 7К-ОК» № 3, старт которого назначили на 15 января 1967 года. Запуск пилотируемых «Союзов» № 4 и № 5 наметили на март 1967 года.

Старт корабля «7К-ОК» № 3 («Космос-140») с манекеном на борту состоялся 7 февраля 1967 года. Пуск был удачным, хотя из-за отказов в системе ориентации корабль израсходовал слишком много топлива, не смог выполнить все поставленные задачи и вынужден был совершить посадку в незапланированном районе — в Аральском море, где, впоследствии и затонул.

Инцидент 5 апреля 1975 года[править | править вики-текст]

5 апреля 1975 года, 11:04 утра, космодром Байконур, стартовый комплекс № 1. Пуск ракеты-носителя «Союз 11А511», которая должна была вывести на околоземную орбиту космический корабль «Союз-18А».

На борту космического корабля находился экипаж в составе:

При выведении корабля на орбиту, в работе бортовых систем третьей ступени ракеты-носителя произошёл сбой и автоматика приняла решение на аварийное отделение корабля от носителя. Разделение произошло на высоте около 150 километров над поверхностью Земли.

Спуск космического корабля на Землю произошёл по баллистической траектории с большими перегрузками, достигавшими 15g. Спускаемый аппарат корабля совершил посадку юго-западнее города Горно-Алтайск на склоне горы. После касания земной поверхности спускаемый аппарат покатился вниз по склону и остановился только зацепившись за росшее на краю пропасти дерево.

Только чудом космонавты не произвели отстрел парашюта, что и спасло их от гибели. Из спускаемого аппарата космонавты были эвакуированы с помощью вертолёта. Продолжительность полёта космонавтов составила 21 минуту 27 секунд.

Интересные факты[править | править вики-текст]

См. также[править | править вики-текст]

Примечания[править | править вики-текст]

Комментарии
  1. Общая длина ракеты-носителя «Союз» зависела от типа полезной нагрузки и модификации.
  2. Различие в количестве пусков связано, с различным подходом к понимаю термина «пуск», «Новости космонавтики» не относят к пускам взрыв РН на стартовом столе 14 декабря 1966 года, произошедший до выдачи сигнала «контакт подъёма», т. е. до отрыва ракеты от стола.
  3. В разные периоды развития ракетно-космической отрасли ракеты и ракеты-носители носили индексы разных управлений. В качестве справки можно привести выдержку из статьи «Космические войска» — «В 1964 году для централизации работ по созданию новых ракет, а также оперативного решения вопросов применения космических средств было создано Центральное управление космических средств (ЦУКОС) Ракетных войск стратегического назначения (РВСН). В 1970 году оно было реорганизовано в Главное управление космических средств (ГУКОС) РВСН». Также в статье «Индекс ГРАУ» указано: «Управление ракетного вооружения РВСН использовало для своих изделий уже существовавший номер отдела 8. Позднее из УРВ РВСН выделилось ГУКОС — Главное управление космических средств, которое при присвоении индексов использовало номер отдела 11. В дальнейшем, в связи с бурным развитием новой техники, УВ ПВО, УРВ РВСН и ГУКОС ввели новые отделы. УРВ РВСН в настоящее время присваивает индексы с номером отдела 15, а ГУКОС использует номера отделов 14 и 17».
Использованная литература и источники
  1. 1 2 3 4 Ракета-носитель «Союз»
  2. Трёхступенчатая ракета-носитель «Союз»
  3. 1 2 Самарские ступени «Семёрки», 2011
  4. 1 2 3 Статистика пусков РН «Союз»
  5. 1 2 3 Новости космонавтики, 4, 2013, с. 6
  6. 1 2 3 4 5 Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 17
  7. 1 2 Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 17—18
  8. Доклад на конференции «Королёвские чтения»
  9. 1 2 3 Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 18
  10. Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 22
  11. Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 23—24
  12. 1 2 3 4 5 6 Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 26
  13. Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 28
  14. Задача особой государственной важности, 2010
  15. Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 38
  16. 1 2 3 4 5 6 7 Главная ракета XX века
  17. Советская космическая инициатива в государственных документах (1946—1964 гг.), 2008
  18. 1 2 3 Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 29
  19. 1 2 Ракеты-носители семейства Р-7
  20. Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 20
  21. Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 29
  22. 1 2 3 4 5 6 Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 30
  23. Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 57
  24. Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 58—59
  25. Космические средства выведения среднего класса типа «Союз», 1998
  26. Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 44
  27. Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 60—64
  28. Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 45—49
  29. Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 50—52
  30. Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 54
  31. Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 68
  32. 1 2 3 Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 79
  33. Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 67
  34. 1 2 Новости космонавтики, 04, 2002
  35. Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 79—80
  36. 1 2 3 Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 80
  37. Самарские ступени «Семёрки», 2011, с. 82—93
  38. 1 2 На основании постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 1184—435 от 3 декабря 1963 г., поставляются из числа предусмотренных к изготовлению нархозпланом 1964 г., изделий «11А57» с учётом требований установленных для носителей объектов «ЗКА» в части их надёжности.
  39. 1 2 3 4 5 6 Кобелев В. Н. «Ракеты-носители», 1993, с. 21
  40. 1 2 Кобелев В. Н. «Ракеты-носители», 1993, с. 22
  41. 1 2 Кобелев В. Н. «Ракеты-носители», 1993, с. 23
  42. 1 2 3 ЖРД РД-107 и РД-108
  43. 1 2 Основные двигатели разработки НПО «Энергомаш»
  44. 1 2 Кобелев В. Н. «Ракеты-носители», 1993, с. 25
  45. 1 2 Кобелев В. Н. «Ракеты-носители», 1993, с. 24
  46. 1 2 РД0107, РД0108, РД0110
  47. ГОСТ 10227-86
  48. Lewis, 1924
  49. 1 2 Популярная механика, 09, 1998
  50. Ракета-носитель «Союз» (11A511)
  51. 1 2 3 4 Самарские ступени «Семёрки», 2011
  52. Самарские ступени «Семёрки», 2011
  53. Самарские ступени «Семёрки», 2011
  54. Encyclopedia Astronautica
  55. Gunter's space page
  56. 1 2 3 Ракеты-носители созданные в КБ Королёва
  57. Самарские ступени «Семёрки», 2011
  58. Самарские ступени «Семёрки», 2011
  59. 1 2 Самарские ступени «Семёрки», 2011

Литература[править | править вики-текст]

Статьи[править | править вики-текст]

Ссылки[править | править вики-текст]

Русскоязычные ресурсы[править | править вики-текст]

Ресурсы на других языках[править | править вики-текст]