Рн зенит – "Зенит", ракета. Ракета-носитель 11K77 ("Зенит")
характеристики, интересные факты :: SYL.ru
Авангард современного прогресса в науке и технике — это уже не электродвигатели и телекомуникационные технологии. Рубеж современной науки – это космические исследования и развитие космической техники. Семейство ракет «Зенит» – яркий тому пример. А еще это пример успешного международного сотрудничества и его краха, вызванного политическими разногласиями.
Историческая справка
Еще в 70-х прошлого столетия, когда были разработаны спутники радиотехнической разведки второго поколения «Целина», обнаружилось, что ракетоносители «Восток-2м» или «Циклон-3» не вынесут космический аппарат на орбиту из-за низких энергетических возможностей. К декабрю 1974 года конструкторское космическое бюро «Южное» разработало новый ракетный носитель с индексом 11К77, который впоследствии стал ракетой-носителем «Зенит».
«Камбала» собирается в космос
Именно такое прозвище дали проекту 11К77 – ракете «Зенит» – ее конструкторы. Первая ступень носителя состояла из пары параллельно расположенных блоков с массой порядка 450 тонн и диаметром 3 метра и массой полезного груза 12 тонн. Трехкамерный первой ступени ракетный двигатель первой РД-124 и второй ступени однокамерный двигатель РД-125 работали на керосин-кислороде с дожиганием окислительных газов и были спроектированы конструкторским бюро «Энергомаш». Именно такое топливо признано экологически наиболее безопасным. Впоследствии первую ступень ракеты «Зенит» унифицировали с 11К25 «Энергия» (ступень первая), что дало право назвать ее первой в классе средних ракетоносителей.
«Камбала» превращается в «бревно»
К 1977 году в КБ «Южное» созрел проект «моноблочного» и мощного носителя с диаметром 3,9 метра, предельной величины для транспортировки по железной дороге (отсюда и прозвище — «бревно»). Четырехкамерный двигатель, спроектированный на том же производственном объединении «Энергомаш», давал ракете тягу в 740 тс на земле, что превосходило все существующие аппараты на то время. Рулевой двигатель способен работать длительное время после отключения двигателя маршевого. Беспрецедентный ракетный двигатель прошел испытания в 1980 году, а в 1985 году прошли первые два нештатных взлета ракеты-носителя «Зенит» с полезной нагрузкой с космодрома Байконур. Из тринадцати запусков три прошли нештатно, и при приеме в эксплуатацию в 1989 году ракета «Зенит» поступила на вооружение с замечаниями. Но шпионская «Целина-2» к тому времени уже улетела в космос на тяжелых космических носителях «Протон».
Статистика запусков
За период с 1985 по 2009 год 37 раз ракета-носитель «Зенит-2» стартовала в космос. Из них только тридцать запусков прошли успешно. С 2007 года на Байконуре стартует ракета «Зенит-2 SL Б». Остальные модификации запускались по программе «Наземный» (Байконур) и «Морской старт» (платформа Ocean Odyssey). Произведено всего более 83 запусков (34 с морской платформы), из которых 9 – неудачно, 4 – частично удачно и 70 – абсолютно успешны.
Русская ракета с украинской начинкой
Ракетоноситель — результат производственного сотрудничества двух стран: России и Украины. Модификации производились на Днепропетровском Южном машиностроительном заводе им. А. М. Макарова, а двигатели РД-171М и блоки разгона ДМ-SL и ДМ-SL-Б – на Научно-производственном объединении Энергомаш имени академика В. П. Глушко (филиалы находятся в городах Самаре, Перми, Санкт-Петербурге) и ракетно-космической корпорации «Энергия имени С. П. Королева» (город Королев, Московская обл.) соответственно. Российские комплектующие – это 70 % русско-украинской ракеты «Зенит». С 2015 года торговое и промышленное сотрудничество с Украиной прекращено, и приостановлено производство носителей.
Модификационный ряд
Стартовая площадка для всего семейства «Зенитов» — площадка № 45 или модернизированный комплекс «Зенит-М» (космодром Байконур, Казахстан) и морская платформа – ракетно-космический комплекс «Одиссей» (Тихий океан). Носители «Зенит» выводят космические аппараты на ближние орбиты, солнечно-синхронные и полярные орбиты, на дальние геостационарные орбиты. Сегодня семейство включает следующие модификации двухступенчатых и трехступенчатых ракет:
- Ракета «Зенит 2 SL Б». Состоит из двух ступеней. Система управления цифровая, на базе ЭВМ «Бисер-3». космическая часть автономная, что дает возможность сборки отдельно от ракетоносителя. Ракета «Зенит-2 SL Б» никогда не запускалась.
- Ракета-носитель «Зенит-3SL». Состоит из трех ступеней с космическим блоком разгона ДМ-SL. Обозначается как «Зенит-2S». Предназначена для запусков по программе «Морской старт». Площадка для запусков космических аппаратов — тихоокеанский ракетно-космический комплекс «Одиссей».
- Ракета «Зенит-3 SL Б». Разработана для запусков с космодрома Байконур (программа «Наземный старт»). Сделана исключительно из отечественных и украинских комплектующих. Главный обтекатель спроектирован и изготовлен на Научно-производственном объединении имени С. А. Лавочкина (г. Калуга). Первый вывод на геостационарную орбиту космического аппарата (спутник «Электро-Л») произошел 20.01.2008.
- «Зенит-3SL БФ». Гибрид носителей «Зенит-2SL Б» и «Зенит-3SL Б». В ее составе блок разгона «Фрегат-СБ». Предназначается для выведения объектов инфраструктуры космоса на орбиты (первый – 20.01.2011).
Характеристики ракеты «Зенит»
Для удобства восприятия материал мы решили представить в виде таблицы.
Вариации носителя | «Зенит-2» | «Зенит-3» |
Масса на старте | 459 тонн | 473 тонн |
Максимальная длина | 57 метров | 59,6 метра |
Место запусков | Байконур | Платформа «Одиссей» |
Полезный вес вывода на орбиты 200 км | 13,7 тонны | 15 тонн |
Первая ступень | ||
Двигатели | РД-171М | |
Длина | 32,9 метра | |
Диаметр | 3,9 метра | |
Масса | 359 тонн | |
Максимальная тяга на старте | 7 257 кН | |
Максимальная тяга в вакууме | 7 908 кН | |
Время сброса | 145 секунда полета | |
Топливо | Керосин и жидкий кислород | |
Вторая ступень | ||
Двигатель | Маршевый (РД-120) и рулевой (РД-8) | |
Длина | 10,4 метра | |
Диаметр | 3,9 метра | |
Масса на старте | 90,5 тонн | |
Тяга на старте | 834 кН | |
Тяга в вакууме | 912 кН | |
Время сброса | 380 секунда полета | |
Топливо | Керосин и жидкий кислород | |
Обтекатель | ||
Длина | 13,7 метра | 16,3 метра |
Диаметр | 3,9 метра | 4,15 метра |
Международная оценка
Основатель космической компании SpaceX (Америка) Илон Маск в 2017 году в одном из интервью назвал двухступенчатые ракеты-носители «Зенит» лучшими ракетами среднего класса современности. Правда, после своих многоразовых ракет Falkon. Портфель заказов на «Зениты» у производственного объединения «Южмаш» по состоянию на июль 2017 года составляет порядка 350 миллионов долларов. Заказчики космических носителей – группа компаний «S7 Космические транспортные системы», космические корпорации Соединенных Штатов Америки и Италии. Российская космическая корпорация «Энергия» в ответ обещает уже к 2022 году создать ракету среднего класса «Союз-5», которая составит здоровую конкуренцию украинским «Зенитам» как по программе «Наземный старт», так и по программе «Морской старт».
Программа «Морской старт»
Это морской коммерческий проект по использованию ракетного космического комплекса морского базирования платформы Ocean Odyssey в Тихом океане (остров Рождества, республика Карибати, координаты: 0 градусов северной широты и 154 градуса западной долготы). Учредителями одноименной компании, основанной в 1995 году, были корпорация Boeing, РКК «Энергия», норвежская корпорация Kvaerner (Aker Solutions), украинские КБ «Южное» и ПО «Южмаш». После реорганизации 2010 года ведущим учредителем стала российская корпорация «Энергия». С платформы до 2014 года осуществлялись коммерческие пуски с использованием носителей «Зенит-3SL». В 2016 году владельцем самой платформы, корабля Sea Launch Commander, наземного оборудования в порту Лонг-Бич, интеллектуальных прав и товарного знака стала группа компаний «S7 Космические транспортные системы», российское общество с ограниченной ответственностью, которая инвестировала в нее 160 миллионов долларов. В планах нового владельца до 70 запусков, преимущественно коммерческих, на протяжении ближайших пятнадцати лет.
Тридцать пятый пуск – пока последний
Новые владельцы водной платформы «Одиссей» пока не готовы отказаться от лучшего носителя среднего класса — ракет украинской сборки «Зенит-3SL» . Но платформа уже была свидетелем неоднократных аварий при запуске «Зенитов». Первая нештатная ситуация произошла во время третьего запуска в 2000 году. В период запуска ракеты-носителя «Зенит-3SL» (спутник ICO F-1) клапан пневмосистемы второй ступени не закрылся, что привело к остановке рулевого двигателя и отклонению в траектории полета. Через два часа спутник был потерян, а «Зенит» потерпел аварию. Двигатель маршевый ДМ-SL отказал при запуске в 2004 году носителя со спутником Telstar-18. Самая крупная авария случилась в 2007 году. Тогда носитель должен был вывести на геостационарную орбиту нидерландский спутник NSS-8. Носитель упал на платформу в результате отказа и воспламенения двигателя РД-171М ракеты-носителя (первая ступень). В январе 2013 года тридцать пятый запуск закончился крушением по причинам, аналогичным предыдущей аварии — поломке в двигателе. Нештатная ситуация была купирована, траектория полета изменена, ракета утонула в океане, американский спутник Intelsat-27 был потерян. Платформа «Одиссей» не пострадала. Среди причин аварии называется также и шторм в Тихом океане.
Будущее «Зенита»
В 2016 году производитель ракетоносителей Южный машиностроительный завод им. А. М. Макарова подписал контракт на поставки двенадцати ракет-носителей для корпорации S7 для запусков в рамках проекта «Морской старт». Но так как права на РД-171 принадлежат российскому федеральному космическому агентству, а оно не имеет обязательств перед Украиной, пока непонятно, как обязательства по контракту будут выполнены. Сегодня на «Южмаше» ведется сборка только двух ракетоносителей.
Трудные времена наступили для семейства носителей «Зенит». Но ни аварии, ни экономические трудности не сломили дух конструкторов и производителей. Как во время появления, так и сегодня ракета «Зенит» остается лучшим носителем космических аппаратов на орбиты среднего класса. Конкурентные возможности её по-прежнему довольно высоки. Есть потенциал нереализованных возможностей и перспективы. Мирный космос ждет своих первооткрывателей и исследований, ракета-носитель «Зенит» готова вывести на орбиты аппараты научно-исследовательского предназначения. А это означает, что полет продолжается!
www.syl.ru
Конструкция ракеты-носителя Зенит (+7 фото): russ_kosmos — LiveJournal
Подготовка РН «Зенит» к пуску осуществляется на техническом и стартовом комплексах. В монтажно-испытательный корпус (МИК) технического комплекса отдельные ступени и головной обтекатель доставляются железнодорожным транспортом. После проведения необходимых проверок, сборки РН, пристыковки к ней КА и головного обтекателя, РН «Зенит» перегружается на специальный транспортно-установочный агрегат (ТУА). На этом агрегате полностью собранная и проверенная РН с КА может храниться длительное время в высокой степени готовности к пуску. Из этой готовности пуск РН «Зенит» возможен уже через полтора часа после поступления команды.
В базовом варианте ракета-носитель «Зенит» — двухступенчатая. Она выполнена по традиционной для КБ «Южное» тандемной схеме с поперечным делением ступеней. Все ступени работают на нетоксичных компонентах топлива: жидком кислороде и керосине. Разделение ступеней осуществляется по полугорячей схеме. Управление РН на участке полета первой ступени производится с помощью отклонения камер маршевого двигателя, а на участке полета второй ступени — с помощью специального рулевого двигателя. Интересной особенностью данной РН является неоптимальное распределение компонентов топлива по ступеням. Конструкторы приняли такое решение, чтобы сократить длину первой ступени и обеспечить возможность ее транспортировки по железной дороге в полностью собранном виде при существующих ограничениях на габариты перевозимых по ней грузов. Это же обстоятельство предопределило и необычайно плотную для ракет-носителей компоновку обеих ступеней.
«ЗЕНИТ»
Начало летно-конструкторских испытаний 1985 год
Проведено пусков на 1.06.97 г.
— всего 28
— успешных 21
— частично успешных 2
— аварийных 5
Стартовая масса, т 459
Сухая масса (с головным обтекателем), т 38,34
Масса полезного груза, выводимая на круговую
орбиту высотой 200 км с наклонением 51 град., т 13,8
Длина (без головного блока), м 43,34
Наибольший поперечный размер, м 4,1
Количество ступеней 2
Первая ступень
Компоненты топлива:
— окислитель жидкий кислород
— горючее РГ-1
Стартовая масса, т 352,7
Сухая масса, т 27,94
Длина , м 32,94
Наибольший поперечный размер, м 4,1
Диаметр топливных баков, м 3,9
Двигатель РД-171
Тяга на Земле, кН 7259
Тяга в пустоте, кН 7907
Удельный импульс на Земле, Нс/кг 3025
Удельный импульс в пустоте, Нс/кг 3295
Продолжительность работы, с 140
Вторая ступень
Компоненты топлива:
— окислитель жидкий кислород
— горючее РГ-1
Стартовая масса, т 89,8
Сухая масса, т 7,7
Длина, м 10,4
Наибольший поперечный размер, м 3,9
Диаметр топливных баков, м 3,9
Маршевый двигатель РД-120
Тяга в пустоте, кН 830
Удельный импульс в пустоте, Нс/кг 3450
Рулевой двигатель РД-513
Тяга в пустоте, кН 80
Удельный импульс в пустоте, Нс/кг 3420
Продолжительность работы маршевого ЖРД, с до 350
Продолжительность работы рулевого ЖРД, с до 1100
Точность выведения
По высоте, км до 3,5
По периоду обращения, с до 2,5
По углу наклонения орбиты, угловых минут до 2
Первая ступень
В базовом варианте ракета-носитель «Зенит» — двухступенчатая. Она выполнена по традиционной для КБ «Южное» тандемной схеме с поперечным делением ступеней. Все ступени работают на нетоксичных компонентах топлива: жидком кислороде и керосине. Разделение ступеней осуществляется по полугорячей схеме. Управление РН на участке полета первой ступени производится с помощью отклонения камер маршевого двигателя, а на участке полета второй ступени — с помощью специального рулевого двигателя.
Интересной особенностью данной РН является неоптимальное распределение компонентов топлива по ступеням. Конструкторы приняли такое решение, чтобы сократить длину первой ступени и обеспечить возможность ее транспортировки по железной дороге в полностью собранном виде при существующих ограничениях на габариты перевозимых по ней грузов. Это же обстоятельство предопределило и необычайно плотную для ракет-носителей компоновку обеих ступеней.
Первая ступень имеет цилиндрическую форму. Ее длина 33,0 м, а диаметр — 3,9 м. Сухая масса ступени около 28 т, а стартовая — почти 353 т.
Первая ступень состоит из бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека. Все отсеки первой ступени, включая межбаковый и хвостовой, выполнены для упрощения конструкции сварными из сплава АМг-6. Соединяются данные отсеки между собой болтами.
Бак окислителя состоит из цилиндрической обечайки и двух сферических днищ. Цилиндрическая обечайка собрана из 11 колец, каждое из которых образовано тремя листами, сваренными встык. На этих листах методом механического фрезерования выполнены продольные и поперечные ребра в виде «вафли» (толщина ребра 5 мм, высота 25 мм, толщина полотна — 5 мм, размер ячейки 150х150 мм). В местах сварки листов и колец толщина материала 15 мм.
Внутри бака окислителя помимо традиционной внутрибаковой арматуры в районе нижнего днища в двух ярусах расположены титановые баллоны с гелием. Забор жидкого кислорода из бака осуществляется с помощью устройства тарельчатого типа. Наддув бака производится гелием, который предварительно подогревается в специальном теплообменнике ЖРД ступени.
Межбаковый отсек очень короткий, образован вафельной оболочкой, приваренной к нижнему шпангоуту бака окислителя. На его боковой поверхности имеются технологические люки, используемые при сборке ракеты на заводе. На внутреннюю поверхность межбакового отсека и расположенных в нем днищ нанесена теплоизоляция.
Бак горючего также состоит из цилиндрической обечайки и двух днищ. В центральной части бака в тоннельной трубе проходит расходный трубопровод окислителя. Цилиндрическая обечайка бака горючего по конструкции аналогична обечайке бака окислителя. Однако конструкция днищ иная. С целью повышения плотности компоновки они выполнены составными. Верхнее днище образовано сферической и конической оболочками, соединенными шпангоутом. При этом сферическое днище обращено своей выпуклостью внутрь бака горючего так, что оно расположено эквидистантно нижнему днищу бака окислителя. Нижнее днище также образовано сферой и конусом. При этом сферическая часть днища своей выпуклостью также обращена внутрь бака горючего. Забор керосина из бака осуществляется с помощью устройства сифонного типа. Наддув бака производится гелием из баллонов, находящихся в баке окислителя.
Между баком горючего и хвостовым отсеком расположено мощное силовое кольцо клепаной конструкции. На нем размещены стартовые опоры РН, а также кронштейны механизма ее удержания при старте. Удержание ракеты на старте осуществляется на время, необходимое для диагностирования запуска и работы маршевого двигателя РН до выхода его на номинальный режим. Это обеспечивает повышение надежности ракеты.
Диаметр хвостового отсека 3,7 м. Он имеет нетрадиционную для небаковых отсеков конструкцию, обычно используемую в баках. Оболочка хвостового отсека сварена из толстых листов АМг, в которых затем выфрезерованы «вафли». На его боковой поверхности имеются люки для подстыковки автостыков, а также для обеспечения доступа к агрегатам двигателя. На ней также размещаются пороховые тормозные двигатели системы разделения ступеней и коллектор для продувки отсека азотом.
При размещении РН на стартовом устройстве ее хвостовой отсек находится ниже нулевой отметки. Такое расположение отсека позволяет надежно защищать агрегаты заправочного оборудования от высокотемпературной струи продуктов сгорания. При этом автостыки наполнительных соединений, электро- и пневмокоммуникаций находятся на боковой поверхности хвостового отсека.
Внутри хвостового отсека расположен маршевый четырехкамерный ЖРД РД-171. Он создан в НПО «Энергомаш» имени академика В.П.Глушко под руководством В.Н.Радовского (ведущий конструктор М.Р.Гнесин). В настоящее время этот двигатель является самым мощным ЖРД в мире.
РД-171 имеет турбонасосную систему подачи топлива с одним ТНА и двумя бустерными насосными агрегатами — по окислителю и горючему. Двигатель выполнен по схеме с дожиганием окислительного газа, который вырабатывается в двух одинаковых газогенераторах на основных компонентах. На нем применено химическое зажигание в огневых агрегатах и имеются теплообменники подогрева гелия для наддува бака окислителя. Все агрегаты автоматики используют пневмоуправление гелием от бортовой пневмосистемы, обеспечивающей также продувки. Тяга двигателя передается на корпус РН через специальную раму, при этом камеры имеют возможность отклоняться в двух плоскостях на углы до 6 градусов.
ЖРД имеет плавный двухступенчатый запуск с опережением включения газогенераторов относительно камер (самозапуск). В полете он регулируется по тяге и соотношению компонентов в камерах, а перед выключением плавно дросселируется с целью снижения максимальных перегрузок на РН. Выключается двигатель в две ступени — сначала прекращается работа газогенераторов, а затем отсекается подача компонентов в камеры и осуществляется дренаж горючего из трактов их охлаждения.
Вторая ступень
Вторая ступень. Ракета-носитель ЗЕНИТ.
Вторая ступень имеет цилиндрическую форму. Длина ступени 10,4 м, диаметр — 3,9 м. Сухая масса ступени около 8 т, а стартовая — почти 90 т.
Вторая ступень включает в себя приборный отсек, бак окислителя, межбаковый отсек, бак горючего и хвостовой отсек. Кроме того, вторая ступень комплектуется ферменным переходным отсеком. При разделении ступеней эта ферма остается на первой ступени (аналогичная конструкция впервые была использована на РН «Космос-2»).
Приборный отсек клепаной конструкции предназначен для размещения системы управления ракетой, приборы которой заключены в три герметичных контейнера, а также рамы для крепления КА (космической головной части). К этому отсеку стыкуется головной обтекатель РН.
Бак окислителя второй ступени по конструкции аналогичен баку окислителя первой ступени. Отличия состоят в том, что обечайка бака гладкая и кроме нижней имеется еще верхняя юбка вафельной конструкции. Внутри бака также находятся баллоны с гелием для наддува обоих баков.
Бак горючего выполнен в виде цилиндрического тора, во внутреннем объеме которого располагается маршевый двигатель второй ступени. Этот бак состоит из двух цилиндрических обечаек — наружной и внутренней и двух днищ. Верхнее днище тороидальное, сферическое, а нижнее составное — из двух конусов. Межжбаковый отсек выполняется зацело с баком окислителя в виде нижней юбки. Короткий хвостовой отсек клепаной конструкции выполнен из алюминиевых сплавов. В нем располагается рулевой двигатель ступени.
Двигательная установка второй ступени состоит из двух ЖРД — рулевого и маршевого. Рулевой ЖРД РД-513 создан в НПО «Южное». Он является четырехкамерным ЖРД с турбонасосной системой подачи топлива, имеющей ТНА и бустерный насосный агрегат окислителя.
Двигатель выполнен по схеме с дожиганием окислительного газа, который вырабатывается в одном газогенераторе на основных компонентах. На нем применено химическое зажигание в огневых агрегатах и пневмоуправление гелием всеми агрегатами автоматики от бортовой пневмосистемы, обеспечивающей также продувки.
Камеры ЖРД максимально разнесены по диаметру ступени и установлены шарнирно на цапфах. Для управления полетом ступени они могут отклоняться с помощью гидроприводов на углы до 31 градуса. Остальные агрегаты двигателя смонтированы компактно в хвостовом отсеке на значительном удалении от продольной оси ступени. В полете массовые силы от этих несимметрично расположенных агрегатов создают дополнительный момент, способствующий программному развороту РН по тангажу. Связь камер с этими агрегатами двигателя осуществляется трубопроводами, идущими вдоль нижнего среза ступени.
Запуск ЖРД — бесступенчатый, плавный, с первоначальной раскруткой ТНА от бортовой пневмосистемы. В полете тяга двигателя стабилизируется на заданном системой управления РН уровне. После выключения маршевого двигателя ступени рулевой двигатель может выполнять точное «довыведение» КА и обеспечивать при этом синхронизацию опорожнения баков за счет изменения соотношения компонентов в своих камерах. Выключается ЖРД в две ступени — сначала прекращается работа газогенератора, а затем камер с одновременным дренажем горючего из трактов их охлаждения.
Маршевый ЖРД РД-120 создан в НПО «Энергомаш» имени академика В.П.Глушко под руководством В.Н.Радовского (ведущий конструктор В.К.Чванов). Он является однокамерным ЖРД с турбонасосной системой подачи топлива, имеющей один ТНА и два бустерных насосных агрегата — по окислителю и по горючему.
Двигатель выполнен по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа, вырабатываемого в одном газогенераторе на основных компонентах. На нем применено химическое зажигание в огневых агрегатах и имеется теплообменник подогрева гелия для наддува бака окислителя. Все агрегаты автоматики используют пневмоуправление гелием от бортовой пневмосистемы, обеспечивающей также продувки.
На ступени ЖРД установлен неподвижно, его тяга передается на корпус РН через 8 силовых кронштейнов, идущих вдоль сопла. Все агрегаты двигателя скомпонованы вокруг камеры с целью его размещения внутри свободного пространства торового бака горючего.
Запуск ЖРД — плавный, бесступенчатый с опережением включения газогенератора относительно камеры (самозапуск). В полете ЖРД регулируется по тяге и соотношению компонентов в камере, перед выключением плавно дросселируется с целью снижения максимальных перегрузок на РН. Выключается двигатель в две ступени — сначала прекращается работа газогенератора, а затем камеры с одновременным дренажем горючего из тракта ее охлаждения.
Для защиты КА на атмосферном участке полета используется головной обтекатель. Его длина может изменяться в зависимости от размеров КА. На корпусе обтекателя, выполненного из алюминиевых сплавов, имеются зоны, в которых металлическая обшивка заменена на стеклопластиковую. Это позволяет поддерживать прямую радиосвязь КА с наземными станциями на стартовом комплексе и в процессе выведения КА на активном участке траектории.
Источник: сохранено с давно умершего сайта. Если кто помнит источник — пишите в комментарии.
Фото
1)
2)
3)
4)
5)
6)
7)
russ-kosmos.livejournal.com
MISSILE VEHICLE «ZENIT» (RUSSIA/UKRAINE) 08.12.2013 Тысячное испытание жидкостного ракетного двигателя /ЖРД/ РД-171М успешно проведено в НПО «Энергомаш» в подмосковных Химках. Об этом сообщили сегодня ИТАР-ТАСС в пресс-службе предприятия. РД-171М является штатным двигателем первой ступени российско-украинской ракеты-носителя /РН/ «Зенит». 25.04.2014 КОСМИЧЕСКАЯ ОТРАСЛЬ, КОСМИЧЕСКИЕ ПРОГРАММЫ И СИСТЕМЫ РОССИИ ОТНОШЕНИЯ РОССИЙСКОГО И УКРАИНСКОГО ОПК 12.12.2015
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ ГИДРОМЕТЕОРОЛОГИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ «ЭЛЕКТРО-Л» Выведение ЮЖМАШа в режим стабильной работы создаст надлежащие условия для акционирования предприятия и поиска стратегического инвестора. Реализация этих мер, в свою очередь, является необходимым условием для достижения главной среднесрочной цели ЮЖМАШа, которая состоит в обеспечении полноценного вовлечения предприятия в международную кооперацию по производству ракетно-космической техники. ЮЖМАШ ВОЕННО-ТЕХНИЧЕСКОЕ СОТРУДНИЧЕСТВО Лента.ру
Новый калибр ракеты в размере диаметра баков и переходных отсеков — 3,9 м — был вынуждено выбран, исхода из ограничений транспортировки ступеней ракеты железнодорожным транспортом. Но новый диаметр, превышающий почти на метр диаметр боевых ракет, разработанных ранее и разрабатывающихся в то же время, повлек за собой реконструкцию некоторых цехов, а позднее — и строительство специального производственного корпуса для сварки и сборки баков, ступеней и ракеты в целом. Крупнейший в отрасли цех сборки ракет «Зенит» был введен в строй в декабре 1984 г. Основными проблемами при изготовлении этой ракеты были, прежде всего, переход на жидкий кислород, что вынудило осуществить перестройку и реконструкцию испытательных стендов, лабораторий для отработки двигательной и ракетной автоматики и усиления требований чистоты. Опыт работы с жидким кислородом в основном сохранился, а чистота внутренних полостей кислородных баков и магистралей потребовала внедрения многих новшеств в технологию их изготовления. Экспериментальная отработка узлов, агрегатов и ступеней велась по обширному плану достижения высокой надежности. Ритм отработки определялся волей, или неволей, реальным темпом создания двигателей первой ступени. Двигатели давались трудно. О двигателе РД-170 расскажем позднее. Создание ракеты затягивалось. Были проведены стендовые испытания первой и второй ступеней. Первое стендовое испытание первой ступени стало аварийным. Испытание проводилось в декабре 1984 г. в Загорске, в НИИХиммаше, на стенде №2. При выходе двигателя на режим произошел пожар в хвостовом отсеке. Пламя охватило всю ступень. По какому-то своему закону этот громадный костер превратился в столб бушующего огня, охватившего ступень, с образованием слегка закрученных по винтовой линии потоков. Ступень горела, как большая свеча, только с огнем в основании. Прогоревшая обечайка бака горючего подлила «масла в огонь». В кислороде горит все — даже металл. Пожарные средства, стоявшие наготове, смогли несколько ослабить действие огня, но остановить стихию было невозможно. В числе пожарных команд находились привлеченные расчеты из города, который расположен в нескольких километрах от стендов. Командир по завершении всех работ, проделанных пожарными бойцами, по порядку, который установлен для всех жителей, войдя в кабинет к начальнику института, потребовал ответа на вопрос, кто виноват в пожаре и в чем причина. Слова о том, что все здесь сидят, разбираются и хотят понять причину этого пожара — и тогда уж будет ясно, кто виноват, его не удовлетворили. Однако причина этого пожара так и осталась невыясненной. Ракетчики доказывали, что это очередная авария двигателя, двигателисты утверждали, что причиной является попадание органических частиц из баков в тракты двигателя. Обе стороны доказывали не голословно, а с материалами в руках. Летные испытания начались в 1985 г. Первый пуск ракеты был назначен по завершению предстартовых проверок на 12 апреля. Состоялись две попытки пуска, которые закончились отбоем в циклограмме подготовки пуска. Причины отбоя были установлены — они не связаны с бортовыми системами. Отбой давала «земля». Пуск перенесли на 13 апреля. 13 апреля пуск — аварийный: отказала система управления расходом топлива. Второй пуск — в июне этого же года. В результате отклонений в работе рулевых двигателей второй ступени произошел взрыв в конце активного участка. Только в октябре был запущен первый спутник — «Космос-1697». В декабре 1985 г., при четвертом полете ракеты, не сбросился головной обтекатель. Последующие пуски шли удовлетворительно. Были выведены на орбиту спутники из серии «Космос» — 1714, 1767, 1786, 1820, 1871, 1873, 1833, 1844, 1943, 1980, 2082.
Летные испытания ракеты «Зенит» были завершены в 1987 г., в декабре. Председателем Государственной комиссии был Г.С.Титов. В 1988 г., в декабре, комплекс «Зенита» с «Целиной-2» был принят на вооружение. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ЗЕНИТ-2» Ракета-носитель «Зенит-2», входящая в состав космического ракетного комплекса (КРК) «Зенит», представляет собой двухступенчатую ракету на нетоксичных компонентах топлива жидкий кислород и керосин РГ-1, предназначенную для запусков космических аппаратов (КА) на низкие круговые (до 1500 км) и эллиптические околоземные орбиты различного наклонения. Изначально она разрабатывалась как средство выведения для быстрого развертывания и восполнения группировок КА различного назначения, а также пилотируемых космических кораблей. ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «ЗЕНИТ-2» Максимальная стартовая масса, т 460 ПРОЕКТ «НАЗЕМНЫЙ СТАРТ» — ТЕХНИЧЕСКИЙ И СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКСЫ Для запусков в рамках ФКП и в проекте «Наземный старт» задействуется инфраструктура подготовки полезных нагрузок, ракеты и пуска носителя, развернутая на космодроме Байконур. К основным элементам инфраструктуры относятся: РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ЗЕНИТ-2SБ» (НАЗЕМНЫЙ СТАРТ) Ракеты космического назначения «Зенит-ЗSLБ», «Зенит-ЗSLБФ» и «3eнит-2SLБ» представляют собой семейство ракет на нетоксичных компонентах топлива (жидкий кислород и керосин), разработанных в рамках проекта «Наземный старт» для запусков космических аппаратов с космодрома Байконур на низкие, средние и высокие круговые и эллиптические околоземные орбиты (в том числе переходную к геостационарной и геостационарную), а также на отлетные траектории.
Ракета разработана Государственным конструкторским бюро (ГКБ) «Южное» (Днепропетровск, Украина), изготавливается на ГП ПО «Южный машиностроительный завод» (Днепропетровск). ХАРАКТЕРИСТИКИ СТУПЕНЕЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ПЕРВАЯ СТУПЕНЬ Тяга (в пустоте), кгс 806400 ВТОРАЯ СТУПЕНЬ Первый пуск ракеты в рамках проекта «Наземный старт» состоялся в апреле 2008 года. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ЗЕНИТ-3SLБ» (НАЗЕМНЫЙ СТАРТ) Ракета космического назначения «Зенит-3SLБ» разработана в рамках программы «Наземный старт» для запусков космических аппаратов с космодрома Байконур на низкие, средние и высокие круговые и эллиптические околоземные орбиты (в том числе переходную к геостационарной и геостационарную), а также на отлетные траектории.
ХАРАКТЕРИСТИКИ: Максимальная стартовая масса, т 473 В состав ракеты космического назначения «Зенит-ЗSLБФ» входят ракета-носитель (РН) «Зенит-2SБ80» (первая и вторая ступени) и космическая головная часть, содержащая космический аппарат, разгонный блок «Фрегат-СБ», головной обтекатель (ГО) и переходный отсек (ПхО). Впервые ракета-носитель «Зенит» применялась вместе с разгонным блоком «Фрегат» в январе 2011 года при выведении российского гидрометеорологического геостационарного спутника «Электро-Л». Так же, как и «Зенит-ЗSL», ракета «Зенит», используемая в проекте «Наземный старт», содержит блок радиоэлектронного оборудования для телеметрии, наведения и навигации как в двухступенчатом («3eнит-2SLБ»), так и в трехступенчатом («Зенит-3SLБ», «Зенит-3SLБФ») вариантах. Бортовые установки телеметрии Sirius передают телеметрические данные по независимым радиоканалам на наземные станции, расположенные в России, а при выведении на солнечно-синхронную орбиту используется отдаленная станция на Аравийском полуострове. В случае с трехступенчатыми РН «Зенит» эти каналы дополняются блоком данных, поступающих с разгонного блока. Источники: www.federalspace.ru, ruscosmos.narod.ru, www.yuzhmash.com, www.yuzhnoye.com и др. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ЗЕНИТ-3SL» (МОРСКОЙ СТАРТ) |
bastion-karpenko.ru
Зенит (ракета-носитель) — это… Что такое Зенит (ракета-носитель)?
- Зенит (ракета-носитель)
«Зенит-2» на старте в «Байконуре»
«Зени́т-2» — советская (российско-украинская) ракета-носитель среднего класса семейства Зенит. Генеральный конструктор — В.Ф. Уткин. Главный разработчик — КБ «Южное» (Днепропетровск), производится на днепропетровском заводе «Южмаш». Индекс ГРАУ — 11К77.
Первый успешный пуск ракеты-носителя «Зенит-2» без полезной нагрузки был проведен 21 июня 1985 года с космодрома Байконур.
Первая ступень «Зенита» оснащена кислородно-керосиновым двигателем РД-171. Прототипом для нее послужила первая ступень ракеты-носителя «Энергия».
Модификации
«Зенит-3SL» разработана на базе находящихся в эксплуатации ракеты-носителя Зенит-2 и космического разгонного блока ДМ. РН и РБ получили соответственно обозначения Зенит-2S и ДМ-SL.
Новейшая модификация — «Зенит-М», совершила первый полёт с Байконура 29 июня 2007 года. От предыдущей версии её отличает полностью цифровая система управления на базе новой бортовой ЭВМ «Бисер-3» и бо́льшая масса выводимого полезного груза. Предполагается, что «Зенит-М» станет одной из наиболее часто используемых российским министерством обороны ракет-носителей для запуска военных спутников.
«Зенит-3SLБ» — модификация ракеты космического назначения «Зенит-3SL», в состав которой входят модифицированные ракета-носитель «Зенит-2SБ» и разгонный блок ДМ-SLБ. Предназначена для запуска с космодрома «Байконур» (проект «Наземный старт»). Первый пуск (КА «Amos-3») состоялся 28 апреля 2008 года.
Список запусков
См. также список запусков Зенит-3SL.Технические данные
Версия Зенит-2 Зенит-3SL Стартовая масса (т) 459 470,8 Длина (макс.) (м) 57 59,6 Место запуска Байконур Морской старт Полезная нагрузка (Орбита 200 км) (т) 13,7 Полезная нагрузка (ГПО) (т) — 6,0 Полезная нагрузка (ГСО) (т) — Первый полёт 13 апреля 1985 28 марта 1999 Первая ступень Двигатель РД-171 (11Д520) Длина (м) ? Диаметр (м) 3,9 Масса (т) 352,7 (пустая масса 33,9) Тяга (макс.) (кН) 7 259 (7 908 в вакууме) Время работы (сек) ? Топливо Керосин + жидкий кислород Вторая ступень Двигатель маршевый: РД-120 (11Д123), рулевой: РД-8 Длина (м) ? Диаметр (м) 3,9 Масса (т) 89,9 (пустая масса 9,3) Тяга (макс.) (кН) 834 + 78 Время работы (сек) ? Топливо Керосин + жидкий кислород Головной обтекатель Длина (м) 13,7 Диаметр (м) 3,9 4,15 См. также
Ссылки
Советская и российская ракетно-космическая техника
Wikimedia Foundation. 2010.
dic.academic.ru
Зенит-2 (ракета-носитель) — это… Что такое Зенит-2 (ракета-носитель)?
У этого термина существуют и другие значения, см. Зенит.| Зенит-2 | |
| «Зенит-2» на старте на «Байконуре». | |
Общие сведения | |
|---|---|
| Страна | СССР, Украина |
| Семейство | Зенит |
| Назначение | ракета-носитель |
| Разработчик | КБ «Южное» |
| Изготовитель | «Южмаш» |
Основные характеристики | |
| Количество ступеней | 2-3 |
| Длина | 57-59,6 м |
| Диаметр | 3,9 м |
| Стартовая масса | 444,9-462,2 т[1] |
История запусков | |
| Состояние | действующая |
| Места запуска | Байконур морская платформа «Одиссей» |
| Число запусков | 78 Зенит 2: 38 |
| — успешных | 66 Зенит 2: 29 |
| — неудачных | 8 Зенит 2: 6 |
| — частично неудачных | 4 Зенит 2: 1Зенит 3SL: 1 Зенит 3SLБ: 1[2] Зенит 2SLБ: 1 |
| Первый запуск | Зенит 2: 13 апреля 1985 Зенит 3SL: 28 марта 1999 Зенит 2M: 29 июня 2007 Зенит 3SLБ: 28 апреля 2008 Зенит 3SLБФ: 20 января 2011 |
| Последний запуск | 19 августа 2012 |
«Зени́т-2» (индекс ГУКОС — 11К77) — ракета-носитель среднего класса семейства Зенит. Генеральный конструктор — В. Ф. Уткин. Главный разработчик — КБ «Южное» (Днепропетровск), производится на днепропетровском заводе «Южмаш».
Первый полностью успешный пуск ракеты-носителя «Зенит-2» с полезной нагрузкой был проведён 22 октября 1985 года с космодрома Байконур[3].
Первая ступень «Зенита», оснащённая кислородно-керосиновым двигателем РД-171, стала прототипом модульной части 11С25 блока А первой ступени ракеты-носителя 11К25 «Энергия».
На «Зените» предполагалось запускать разрабатывавшийся в конце 1980-х гг на смену используемому кораблю «Союз» новый некрылатый многоразовый транспортный пилотируемый космический корабль «Заря», производство которого так и не было начато в связи с сокращением финансирования космических программ.
Модификации
Ракета-носитель «Зенит-2» на почтовой марке Украины, 2005После модернизации комплекса «Зенит» на Байконуре (в связи с завершением производства ряда его компонентов и обеспечением применения новых РКН) в состав модернизированного комплекса «Зенит-М» включены следующие ракеты семейства «Зенит»: двухступенчатая РКН «Зенит-2SLБ», трёхступенчатая РКН «Зенит-3SLБ» и трёхступенчатая РКН «Зенит-3SLБФ».
«Зенит-2SLБ» — модификация ракеты «Зенит-2», доработанная в части новой полностью цифровой системы управления на базе бортовой ЭВМ «Бисер-3» и автономной космической головной части (КГЧ), позволяющей её сборку отдельно от РН. Кроме того, внедрен ряд улучшений (использованных на РН «Зенит-2S» и новых) для увеличения массы полезного груза и удобства эксплуатации. 29 июня 2007 года совершила полёт с Байконура РН «Зенит-2» переходного варианта между РН «Зенит-2» и РКН «Зенит-2SLБ». От предыдущей версии её отличала новая цифровая система управления на базе бортовой ЭВМ «Бисер-3» и ряд других доработок, сделанных для РКН «Зенит-2SLБ» (но без автономной КГЧ). Окончательная конфигурация РКН «Зенит-2SLБ» в запусках пока не использовалась.
«Зенит-3SL» — трёхступенчатая ракета-носитель, разработанная на базе уже существующих ракеты-носителя «Зенит-2» и космического разгонного блока ДМ. Используется в программе Морской старт. РН и РБ получили соответственно обозначения «Зенит-2S» и ДМ-SL.
«Зенит-3SLБ» — модификация ракеты «Зенит-3SL», доработанная под применение на Байконуре и использующая только российско-украинские комплектующие. В её состав входят ракета-носитель «Зенит-2SБ» (модернизированная РН «Зенит-2S») и разгонный блок ДМ-SLБ. Головной обтекатель разработан и изготавливается НПО им. С. А. Лавочкина. Предназначена для запуска с космодрома «Байконур» (проект «Наземный старт»). Первый пуск (КА «Amos-3») состоялся 28 апреля 2008 года. КА успешно выведен на близкую к геостационарной орбиту.
«Зенит-3SLБФ» — модификация РКН «Зенит-2SLБ»/«Зенит-3SLБ», использующая КГЧ разработки НПО им. С. А. Лавочкина. В её состав входят ракета-носитель «Зенит-2SБ» и разгонный блок Фрегат-СБ. Предназначена для пусков с космодрома «Байконур» (проект «Наземный старт»). Первый пуск (КА «Электро-Л» № 1) состоялся 20 января 2011 года. КА успешно выведен на близкую к геостационарной орбиту.
Список запусков
Первый пуск ракеты-носителя семейства «Зенит» состоялся 13 апреля 1985 года[4]. Всего использовалось пять модификаций носителя:
По состоянию на 9 ноября 2011 года осуществлено 76 запусков[9], из которых:
- 66 успешных
- 4 частично успешных
- 8 неудачных
Ракеты запускались с двух космодромов. Все пуски Зенит-3SL были выполнены с плавучей платформы «Ocean Odyssey» в рамках проекта Морской старт. Остальные модификации запускались с космодрома Байконур[9].
Технические данные
| Версия | Зенит-2 | Зенит-3SL | |||
|---|---|---|---|---|---|
| Стартовая масса (т) | 459 | 473 | |||
| Длина (макс.) (м) | 57 | 59,6 | |||
| Место запуска | Байконур | Морской старт | |||
| Полезная нагрузка (Орбита 200 км) (т) | 13,7 | — | |||
| Полезная нагрузка (ГПО) (т) | — | 6,1 | |||
| Полезная нагрузка (ГСО) (т) | — | — | |||
| Первый полёт | 13 апреля 1985 | 28 марта 1999 | |||
| Первая ступень | |||||
| Двигатель | РД-171(М) (11Д520(М)) | ||||
| Длина (м) | 32,9 | 32,9 | |||
| Диаметр (м) | 3,9 | ||||
| Масса (т) | 353 (сухая масса 28) | ||||
| Тяга (макс.) (кН) | 7 257 (7 908 в вакууме) | ||||
| Время работы (сек) | 145 | ||||
| Топливо | Керосин + жидкий кислород | ||||
| Вторая ступень | |||||
| Двигатель | маршевый: РД-120 (11Д123), рулевой: РД-8 | ||||
| Длина (м) | 10,4 | 10,4 | |||
| Диаметр (м) | 3,9 | ||||
| Масса (т) | 90,5 (сухая масса 8,5) | ||||
| Тяга (макс.) (кН) | 834 + 78 | ||||
| Время работы (сек) | 380-1300* | ||||
| Топливо | Керосин + жидкий кислород | ||||
| Головной обтекатель | |||||
| Длина (м) | 13,7 | ||||
| Диаметр (м) | 3,9 | 4,15 | |||
- Рулевой двигатель работает длительное время после выключения маршевого.
Примечания
См. также
Ссылки
dic.academic.ru
| Зенит-2 | |
|---|---|
 «Зенит-2» на старте на «Байконуре». | |
| Общие сведения | |
| Страна |
|
| Семейство | Зенит |
| Назначение | ракета-носитель |
| Разработчик | КБ «Южное» |
| Изготовитель | «Южмаш» |
| Основные характеристики | |
| Количество ступеней | 2—3 |
| Длина (с ГЧ) | 57—59,6 м |
| Диаметр | 3,9 м |
| Стартовая масса | 444,9—462,2 т[1] |
| Масса полезной нагрузки | |
| • на НОО | 13,7 тонн (Байконур) 15 тонн (Экватор Зенит-3МС) |
| История запусков | |
| Состояние | действующая |
| Места запуска | Байконур морская платформа «Одиссей» |
| Число запусков | 84 Зенит 2: 36 |
| • успешных | 71 Зенит 2: 29 |
| • неудачных | 9 Зенит 2: 6 |
| • частично неудачных | 4 Зенит 2: 1Зенит 3SL: 1 Зенит 3SLБ: 1[2] Зенит 2SLБ: 1 |
| Первый запуск | Зенит 2: 13 апреля 1985 Зенит 3SL: 28 марта 1999 Зенит 2M: 29 июня 2007 Зенит 3SLБ: 28 апреля 2008[2] Зенит 3SLБФ: 20 января 2011 |
| Последний запуск | 26 декабря 2017 |
| Первая ступень | |
| Маршевый двигатель | ЖРД РД-171 |
| Тяга | 8180 кН |
| Удельный импульс | 337 с |
| Время работы | 150 с |
| Топливо | RP-1 / LOX |
| Горючее | керосин RP-1 |
| Окислитель | жидкий кислород |
| Вторая ступень | |
| Маршевый двигатель | ЖРД РД-120 |
| Рулевой двигатель | ЖРД РД-8 |
| Тяга | РД-120 — 912 кН (РД-8 — 79,5 кН) |
| Удельный импульс | 349 с |
| Время работы | 315 с |
| Топливо | RP-1 / LOX |
| Горючее | керосин RP-1 |
| Окислитель | жидкий кислород |
| Третья ступень — Разгонный блок ДМ-SLБ | |
| Маршевый двигатель | ЖРД |
ru-wiki.ru
Зенит (РН) — это… Что такое Зенит (РН)?
- Зенит (РН)
«Зенит-2» на старте в «Байконуре»
«Зени́т-2» — советская (российско-украинская) ракета-носитель среднего класса семейства Зенит. Генеральный конструктор — В.Ф. Уткин. Главный разработчик — КБ «Южное» (Днепропетровск), производится на днепропетровском заводе «Южмаш». Индекс ГРАУ — 11К77.
Первый успешный пуск ракеты-носителя «Зенит-2» без полезной нагрузки был проведен 21 июня 1985 года с космодрома Байконур.
Первая ступень «Зенита» оснащена кислородно-керосиновым двигателем РД-171. Прототипом для нее послужила первая ступень ракеты-носителя «Энергия».
Модификации
«Зенит-3SL» разработана на базе находящихся в эксплуатации ракеты-носителя Зенит-2 и космического разгонного блока ДМ. РН и РБ получили соответственно обозначения Зенит-2S и ДМ-SL.
Новейшая модификация — «Зенит-М», совершила первый полёт с Байконура 29 июня 2007 года. От предыдущей версии её отличает полностью цифровая система управления на базе новой бортовой ЭВМ «Бисер-3» и бо́льшая масса выводимого полезного груза. Предполагается, что «Зенит-М» станет одной из наиболее часто используемых российским министерством обороны ракет-носителей для запуска военных спутников.
«Зенит-3SLБ» — модификация ракеты космического назначения «Зенит-3SL», в состав которой входят модифицированные ракета-носитель «Зенит-2SБ» и разгонный блок ДМ-SLБ. Предназначена для запуска с космодрома «Байконур» (проект «Наземный старт»). Первый пуск (КА «Amos-3») состоялся 28 апреля 2008 года.
Список запусков
См. также список запусков Зенит-3SL.Технические данные
Версия Зенит-2 Зенит-3SL Стартовая масса (т) 459 470,8 Длина (макс.) (м) 57 59,6 Место запуска Байконур Морской старт Полезная нагрузка (Орбита 200 км) (т) 13,7 Полезная нагрузка (ГПО) (т) — 6,0 Полезная нагрузка (ГСО) (т) — Первый полёт 13 апреля 1985 28 марта 1999 Первая ступень Двигатель РД-171 (11Д520) Длина (м) ? Диаметр (м) 3,9 Масса (т) 352,7 (пустая масса 33,9) Тяга (макс.) (кН) 7 259 (7 908 в вакууме) Время работы (сек) ? Топливо Керосин + жидкий кислород Вторая ступень Двигатель маршевый: РД-120 (11Д123), рулевой: РД-8 Длина (м) ? Диаметр (м) 3,9 Масса (т) 89,9 (пустая масса 9,3) Тяга (макс.) (кН) 834 + 78 Время работы (сек) ? Топливо Керосин + жидкий кислород Головной обтекатель Длина (м) 13,7 Диаметр (м) 3,9 4,15 См. также
Ссылки
Советская и российская ракетно-космическая техника
Wikimedia Foundation. 2010.
dic.academic.ru