Remove ads
«Союз-2» (рабочее название проекта — «Русь»[3]) — 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.
| «Союз-2» | |
|---|---|
 Установка ракеты-носителя «Союз-2» с КА «MetOp-A» на стартовый стол. Тип обтекателя — СТ. На обтекатель надет термочехол, визуально увеличивающий размеры и без того самого большого из применяемых обтекателей. | |
| Общие сведения | |
| Страна |
 Россия |
| Семейство | Р-7 |
| Индекс |
14А14 (1а, 1б), 14А15 (1в), 372РН16 (1а), 372РН17 (1б), 372РН21 (СТ-А, СТ-Б) |
| Назначение | ракета-носитель |
| Разработчик |
 РКЦ «Прогресс» |
| Изготовитель |
РКЦ «Прогресс» |
| Основные характеристики | |
| Количество ступеней | 3 |
| Длина (с ГЧ) | 51,1 м |
| Диаметр | 2,95 м |
| Стартовая масса | 313 т |
| История запусков | |
| Состояние | действующая |
| Места запуска |
Восточный Плесецк / Байконур Куру |
| Число запусков |
139
|
| • успешных | 135 |
| • неудачных | 2 (+3 частично) |
| Первый запуск |
1а: 08.11.2004 1б: 27.12.2006 1в: 28.12.2013 |
| Последний запуск |
1а: 22.10.2022 1б: 11.08.2023 1в: 21.10.2022 СТ-А: 29.12.2020 СТ-Б: 10.02.2022 |
| Первая ступень — Блоки Б, В, Г, Д[1] | |
| Длина | 19,6 м |
| Диаметр | 2,68 м |
| Сухая масса | 3784 кг |
| Стартовая масса | 44 413 кг |
| Маршевые двигатели | 4 × РД-107А |
| Тяга |
85,6 тс на уровне моря 104 тс в вакууме[2] |
| Удельный импульс |
263,3 с на уровне моря 320,2 с в вакууме[2] |
| Время работы | 118 с |
| Горючее |
авиакеросин Т-1, 11 260 кг или нафтил, 11 458 кг |
| Окислитель | жидкий кислород, 27 900 кг |
| Вторая ступень — Блок А | |
| Маршевый двигатель | РД-108А |
| Тяга |
80,8 тс на уровне моря 94 тс в вакууме[2] |
| Удельный импульс |
257,7 с на уровне моря 320,6 с в вакууме[2] |
| Время работы | 285-320 с |
| Горючее |
авиакеросин Т-1, 26 326 кг или нафтил, 26 794 кг |
| Окислитель | жидкий кислород |
| Третья ступень — Блок И | |
| Маршевый двигатель |
РД-0110 (1а) или РД-0124 (1б) |
| Тяга |
30,38 тс (1а) или 30,00 тс (1б) |
| Удельный импульс |
326 с (1а) или 359 с (1б) |
| Время работы | 300 с |
| Горючее |
авиакеросин Т-1 (1а) или нафтил РГ-1 (1б) |
| Окислитель | жидкий кислород |
 Медиафайлы на Викискладе | |
Масса полезной нагрузки выводимой на низкую орбиту Земли — от 2800 кг до 9200 кг 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».
Remove ads
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»[4]. Завершить переход на «Союз-2» этапа 1а планируется в 2020 году.
Remove ads
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[1].
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[1].
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[5]. Время горения 270 с. Наддув топлива осуществляется испарением жидкого гелия[1].
Топливо
В качестве горючего всеми ступенями может использоваться топливо Т-1 или нафтил РГ-1[6], 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[7][8]. С ноября 2017 года нафтил на носителях семейства «Союз-2» использовался в качестве горючего только в блоке «И» (третьей ступени) модификации 1б[9], 23 октября 2022 произошёл первый запуск ракеты полностью на нафтиле[10]. По информации, размещённой на сайте Роскосмоса, в дальнейшем с космодрома «Восточный» не будут производиться пуски ракет с керосином Т-1 в качестве горючего[11], однако на Байконуре продолжится использование керосина[12].
Как следует из технической документации[13], 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.
Remove ads
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»[14].
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[15], которое, в отличие от проведённой до него научно-исследовательской работы, 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)[16] с использованием задела по комплексу «Союз-5»[14].
- 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[17].
Remove ads
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 3,7 м и длину 7,7 м. РБ «Фрегат» спрятан под обтекателем вместе с полезной нагрузкой;
- тип обтекателя СЛ используется для коммерческих запусков «Старсем». Обтекатель имеет внешний диаметр 3,7 м и длину 8,45 м. 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 4,1 м и длину 11,4 м. 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[18]. Это единственный тип обтекателя, предлагаемый Старсем и Arianespace при запуске из Куру[19]. Этот тип обтекателя был использован для запуска КА MetOp-A.
Remove ads
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 сегодня[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:
- «Плесецк», площадка 43 / старт № 3 (МИК используется общий для площадки 43, поэтому его доработка не требуется).
- «Плесецк», площадка 16.
- «Байконур», площадка 1 (так называемый «Гагаринский старт», откуда осуществляются (совместно с площадкой 31) российские пилотируемые запуски)[20].
- Площадка ELS на космодроме Куру.
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 1 км 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.
Remove ads
Семейство состоит из нескольких модификаций РН (ранее предполагалось, что это будут последовательные этапы модернизации одной ракеты):
| ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
«Союз-2.1а»
Первая модификация предусматривала замену двух[29] 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 300 кг. 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»
В ракете-носителе «Союз-2.1б»[30], по сравнению с вариантом «Союз-2.1а», в качестве двигателя третьей ступени используется РД-0124 разработки КБ Химавтоматики с повышенным удельным импульсом до 359 с 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[31].
«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[32][33].
Предположительно, работы по модификации «Союза-2» затронут двигатель третьей ступени РД-0124, который должен обеспечить возможность многократного пуска[34][35].
Работы по «Союзу-2М» проводятся в сотрудничестве с Казахстаном и ОАЭ[34][36].
Стоимость запуска «Союза-2М» оценивается в 30 миллионов долларов[32][33].
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»[37].
«Союз-СТ-А»
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[38]. 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[39] спутников проекта OneWeb[40][41].
«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[42].
«Союз-2.1в»
| «Союз-2.1в» | |
|---|---|
 Схематический рисунок РН «Союз2.1в» | |
| Общие сведения | |
| Страна |
Россия |
| Семейство | Р-7 |
| Индекс | 131КС |
| Назначение | ракета-носитель |
| Разработчик |
РКЦ «Прогресс» |
| Изготовитель |
РКЦ «Прогресс» |
| Основные характеристики | |
| Количество ступеней | 2[24] |
| Длина (с ГЧ) | 44 м[24] |
| Диаметр | 3 м[24] |
| Стартовая масса | 157—160 т[24] |
| Полезная нагрузка |
НОО: 2,8—3,3 т[23] ССО: 1,2—1,40 т[23] |
| История запусков | |
| Состояние | действующая |
| Места запуска |
«Плесецк» |
| Число запусков | 12 |
| • успешных | 11 |
| • неудачных | 0 |
| Первый запуск | 28 декабря 2013[43] |
| Первая ступень — Блок А | |
| Маршевый двигатель | НК-33 |
| Рулевой двигатель | РД-0110Р |
| Тяга |
180 тс на уровне моря 200 тс в вакууме |
| Удельный импульс |
296 с на уровне моря 330 с в вакууме |
| Время работы | 210 с[44] |
| Горючее | керосин Т-1 |
| Окислитель | жидкий кислород |
| Вторая ступень — Блок И | |
| Маршевый двигатель | РД-0124 |
| Тяга | 30,00 тс |
| Удельный импульс | 359 с |
| Время работы | 300 с |
| Горючее | керосин РГ-1 |
| Окислитель | жидкий кислород |
| Медиафайлы на Викискладе | |
«Союз-2.1в»[45] (модификация ранее была известна как «Союз-1») является ракетой лёгкого класса, с грузоподъёмностью порядка 2800 кг на низкую (200 км) 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[46]. 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[26].
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[47] с космодрома «Плесецк», неоднократно переносился[48][49] и, наконец, состоялся 28 декабря 2013 года[43].
Второй запуск с космодрома «Плесецк» состоялся 5 декабря 2015 года[50]; 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[51]. 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»[52].
29 марта 2018 года состоялся четвертый пуск РН «Союз-2.1в», на орбиту выведен космический аппарат «Космос-2525» в интересах МО РФ[53].
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[54].
25 ноября 2019 с космодрома «Плесецк» ВКС РФ провели шестой пуск РН «Союз-2.1в» с космическим аппаратом, разработанным в интересах МО РФ[55].
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[56].
Общий вид РН «Союз-2.1в»
Вид головной части РН «Союз-2.1в»
_Paris_Air_Show_2011_take1.JPG)
_Paris_Air_Show_2011_take2.jpg)
«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»[57]. 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.
Remove ads
Сравнение «Союз-2.1в» и схожих ракет-носителей
| Ракета-носитель | «Союз-2.1в»[23][24] |
«Ангара 1.2»[58][59] |
 Vega |
 Minotaur-C |
Falcon 1e[60] |
 «Великий поход 2С» |
«Стрела» |
«Рокот» |
 «Днепр»[61] |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 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 |
| ПН на НОО, кг | 3300 | 3500 | 2000 | 1320 | 1010 | 3850 | 2000 | 2300 | 3500 |
Сравнение РН «Союз-2» с РН «Ангара» и «Протон-М»
| ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Remove ads
«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[64]), 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 считаются[кем?] более безопасными из-за более медленного развития аварийных ситуаций, что является несомненным преимуществом при использовании РН для пилотируемых миссий[источник не указан 3153 дня];
- 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.
 | Данные в этом разделе приведены по состоянию на декабрь 2015 года. |
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[65].
| Список состоявшихся запусков |
|---|
| 1—10 | 11—20 | 21—30 | 31—40 | 41—50 | 51—60 | 61—70 | 71—80 | 81—90 | 91—100 | 101—110 | 111—120 | 121—130 | 131—140 |
| * адаптированный вариант РН для космодрома «Восточный» |
| 1—10 | 11—20 | 21—30 | 31—40 | 41—50 | 51—60 | 61—70 | 71—80 | 81—90 | 91—100 | 101—110 | 111—120 | 121—130 | 131—140 |
.svg){kind=small}
- Пуск ракеты-носителя «Союз-2» с космодрома «Плесецк» 24 июня 2017 года.
- Пуск ракеты-носителя Союз-2.1б с космодрома «Плесецк» 26 сентября 2019 года.
- Пуск ракеты-носителя Союз-2.1в с космодрома «Плесецк» 10 июля 2019 года.
- Пуск ракеты-носителя Союз-2.1в с космодрома «Плесецк» 25 ноября 2019 года.
Wikiwand in your browser!
Seamless Wikipedia browsing. On steroids.
Every time you click a link to Wikipedia, Wiktionary or Wikiquote in your browser's search results, it will show the modern Wikiwand interface.
Wikiwand extension is a five stars, simple, with minimum permission required to keep your browsing private, safe and transparent.
Remove ads