| RN 11A511 Soyuz | |
|---|---|
| | |
| Allmän information | |
| Land | USSR |
| Familj | R-7 |
| Index | 11A511 |
| Ändamål | booster |
| Utvecklaren | OKB-1 , TsSKB-Progress |
| Tillverkare | TsSKB-Progress |
| Huvuddragen | |
| Antal steg | 3 |
| Längd (med MS) | 49.012 m [1] (50.67 m [2] ) [komm. ett] |
| Diameter | 10 303 m [3] |
| Torrvikt | 33 750 t (med nyttolast) [3] |
| startvikt | 307.650 t [1] |
| Typ av bränsle | T1 + LOX |
| Bränslevikt | 273.900 t |
| Nyttolast | 7K-OK , 7K-T , 7K-TA |
| Lastmassa | |
| • på LEO | ~ 7 100 t |
| Kontrollsystem | kombinerad, analog |
| Starthistorik | |
| stat | operationen avslutad |
| Lanseringsplatser | Baikonur , platser nr 1 , nr 31 |
| Antal lanseringar | 32 [4] (31 [5] [komm. 2] ) |
| • framgångsrik | 30 [4] [5] |
| • misslyckas | 2 [4] (1 [5] ) |
| Första starten | 28 november 1966 |
| Sista körningen | 14 oktober 1976 |
| alternativ | Soyuz-L , Soyuz-M , Soyuz-U |
| Det första steget - sidoblock "B", "C", "G", "D" | |
| Längd | 19.825 m |
| Diameter | 2 680–3 820 m (max) |
| Torrvikt | fyra? 3 750 t |
| startvikt | fyra? 43.325 t |
| Marscherande motorer | 4 × 8D728 ( RD-107 ) |
| sticka | 83,5 tf (på jorden ) (101,5 tf (i vakuum )) |
| Specifik impuls | 252/313 s |
| Arbetstimmar | 140 s |
| Bränsle | T1 + LOX |
| Bränsle | T1 |
| Oxidationsmedel | LOX |
| Det andra steget är det centrala blocket "A" | |
| Längd | 28.465 m |
| Diameter | 2.950 m |
| Torrvikt | 6 t |
| startvikt | 100.240 t |
| upprätthållande motor | 8D727 ( RD-108 ) |
| sticka | 79,3 tf (på jorden ) (99,3 tf (i vakuum )) |
| Specifik impuls | 252/315 s |
| Arbetstimmar | 320 s |
| Bränsle | T1 + LOX |
| Bränsle | T1 |
| Oxidationsmedel | LOX |
| Det tredje steget - block "I" | |
| Längd | 6.745 m |
| Diameter | 2.660 m |
| Torrvikt | 2 710 t |
| startvikt | 25.450 t |
| upprätthållande motor | 11D55 ( RD-0110 ) |
| sticka | (30,38 tf (i vakuum )) |
| Specifik impuls | 326 s |
| Arbetstimmar | 240 s |
| Bränsle | T1 + LOX |
| Bränsle | T1 |
| Oxidationsmedel | LOX |
| Fjärde steget - huvudenhet med fjärrkontroll SAS | |
| Längd | 12.913 m |
| Diameter | 3 000 m |
| startvikt | 8,510 t |
| upprätthållande motor | turbofläkt |
| Arbetstimmar | 161 s |
| Mediafiler på Wikimedia Commons | |
"Soyuz" (index URV Strategic Missile Forces [komm. 3] - 11A511 ) är ett sovjetiskt trestegsuppskjutningsfordon (RN) av medelklassen från R-7- familjen , designat för att skjuta upp bemannade rymdfarkoster av typen Soyuz in i en cirkulär omloppsbana om jorden med en konstant lutning av omloppsbanan och automatiska rymdfarkoster i Kosmos -serien.
Den utvecklades och tillverkades i Kuibyshev Branch nr. 3 av OKB-1 (nu TsSKB-Progress ) under ledning av Dmitry Ilyich Kozlov och Sergey Pavlovich Korolev baserat på R-7A och Voskhod bärraketer .
Med Soyuz bärraketen lanserades alla Soyuz 7K-OK , de första 11 Soyuz 7K-T rymdfarkosterna, såväl som den första Soyuz 7K-TA (för Salyut-3 orbital station ). Totalt 32 lanseringar gjordes från 1966 till 1976, varav 30 var framgångsrika .
På basis av bärraketen utvecklades tre modifieringar: " Soyuz-L " - för att testa månkabinen i N1-LZ- raket- och rymdkomplexet ; " Soyuz-M " - för uppskjutning av speciella spaningssatelliter av typen Zenit-4MT i en omloppsbana nära jorden ; och därefter " Soyuz-U " - för att skjuta upp rymdfarkoster som " Soyuz " och " Progress ", såväl som många rymdfarkoster i serien: " Cosmos ", " Resource-F ", " Photon ", " Bion " in i nära jordens omloppsbana och ett antal främmande enheter. Därefter skapades nyare modifieringar, liksom en familj av Soyuz-2-raketer , som fortfarande används i stor utsträckning idag (2020) .
Den 1 oktober 2001, för att hedra årsdagen av Yuri Gagarins flykt ut i rymden och R-7- raketen, som har producerats i Samara sedan 1958, heter ett monument till Soyuz-raketen från museet "Cosmic Samara" efter att D. I. Kozlov restes i Samara .
Historien om skapandet av Soyuz bärraket börjar den 20 maj 1954 , när SUKP :s centralkommitté och USSR: s ministerråd antog dekret nr under ledning av Sergei Pavlovich Korolev , uppgiften var officiellt inställd på att skapa en ballistisk missil som kan bära en termonukleär laddning och med en flygräckvidd på upp till 10 tusen kilometer [6] .
De teoretiska grunderna för skapandet av raketmotorer och kraftverk för raketsystem bildades vid NII-1 av NKAP i USSR under ledning av Mstislav Vsevolodovich Keldysh [6] .
Den direkta designen av R-7-raketen började vid OKB-1 1953 under ledning av Sergei Pavlovich Korolev, Dmitry Ilyich Kozlov utsågs till huvuddesigner för R-7, och Sergey Sergeevich Kryukov ledde OKB-1 designavdelningen för R-7 7 . Nya kraftfulla motorer för R-7 utvecklades parallellt vid OKB-456 , under ledning av Valentin Petrovich Glushko [6] [7] .
Missilkontrollsystemet designades vid NII-885 (nu - FSUE "NPTSAP" ) under ledning av Nikolai Alekseevich Pilyugin , och produktionen anförtroddes till Kharkov-fabriken " Kommunar " [8] .
Vid Institute of Control Problems of the Academy of Sciences of the USSR, under ledning av Boris Nikolaevich Petrov , utvecklades ett tanktömningssystem och ett system för synkronisering av raketbränsleförbrukning . Utvecklingen av radiokontrollsystemet utfördes vid NII-885 under ledning av Mikhail Sergeevich Ryazansky [9] .
Vid NII-944 (nu FSUE "NPTSAP"), under ledning av Viktor Ivanovich Kuznetsov , designades gyroskopiska instrument för kontrollsystemet, system för automatisk raketdetonation designades av Boris Evseevich Chertok vid OKB-1, och ett telemetriskt mätsystem designades av Alexei Fedorovich Bogomolov på OKB MPEI [9] .
Samtidigt med starten av utvecklingen av en ny ICBM skapades en kommission, ledd av generallöjtnant Vasily Ivanovich Voznyuk , som övervägde frågan om att bygga en speciell testplats. [6] Lanseringskomplexet utvecklades vid State Design Bureau "Spetsmash" under ledning av Vladimir Pavlovich Barmin [9] .
I februari 1955, för att testa prestandaegenskaperna hos en lovande ICBM under ledning av general Georgy Maksimovich Shubnikov , skapades en ny forskningstestplats nr 5 av USSR:s försvarsministerium ( NIIP-5 ), som senare blev Baikonur Cosmodrome . Plats för byggande - Kazakstan , järnvägsstation Tyura-Tam , Kzyl-Orda-regionen [6] [7] .
Den preliminära designen av R-7 var klar vid OKB-1 den 24 juli 1954. Enligt projektet skulle en ICBM med en startvikt på 280 ton, en dragkraft nära marken på 404 ton och en längd på 34,2 m leverera en stridsspets som vägde 5,4 ton till ett avstånd av 8240 km [10] . Flygtest av R-7 började den 15 maj 1957 .
Den första lanseringen misslyckades. Raket 8K71 nr M1-5 i mätversion flög cirka 40 mil och kollapsade till följd av en brand. Endast den fjärde uppskjutningen var framgångsrik, som ägde rum den 21 augusti 1957 [11] .
Redan innan R-7 ICBM togs i bruk 1959, beslutades det att bygga Angara-anläggningen nära byn Plesetsk , Arkhangelsk-regionen (nu Plesetsk Cosmodrome ) specifikt för att sätta ballistiska missiler av denna typ i stridstjänst [12] .
Samma 1959 skapades en ny typ av trupper i Sovjetunionen - Strategic Missile Forces (RVSN), som började ta emot interkontinentala ballistiska missiler R-7. Genom dekret från SUKP:s centralkommitté och Sovjetunionens ministerråd nr 192-20 daterat den 20 januari 1960 togs R-7 ICBM i bruk. Totalt gjordes 30 uppskjutningar av R-7-missiler, varav 20 var framgångsrika [13] .
Tillsammans med införandet av R-7-missilerna stod industrin inför en svår uppgift: att tillhandahålla den nödvändiga ammunitionen för de nyskapade missilstyrkorna och testplatserna under uppbyggnad. Försöksanläggningen OKB-1 hade inte tillräcklig produktionskapacitet för serieproduktion av R-7-missiler [12] .
Därför antogs den 2 januari 1958 en resolution från SUKP:s centralkommitté och USSR:s ministerråd nr 2-1ss / OV [14] , där Kuibyshev State Aviation Plant No. 1 uppkallad efter Osoaviakhim (GAZ nr. 1, Progress Plant) vid ministeriet för luftfartsindustri ordinerades att stoppa produktionen av Tu-16- flygplan , rekonstruera produktionen och bemästra produktionen av R-7 ICBM, index 8K71 , med lanseringen av tre flygprodukter i fjärde kvartalet 1958 [12] [15] [16] .
I Kuibyshev , för att bemästra produktionen, skickar Korolev ett team av ingenjörer under ledning av Dmitry Ilyich Kozlov [12] . Deadlines under vilka denna uppgift skulle slutföras var extremt snäva, men fabriksteamet, ledd av fabriksdirektör Viktor Yakovlevich Litvinov och huvuddesigner Dmitry Ilyich Kozlov, klarade uppgiften [12] .
Utvecklingen av raketen vid anläggning nr 1 var framgångsrik och redan i slutet av 1958 tillverkades de tre första raketerna och överlämnades till kunderna och den 17 februari 1959 avfyrades den första seriella R-7 raketen framgångsrikt fr.o.m. testplatsen i Baikonur [12] [16] .
För direkt designstöd och modernisering av missiler tillverkade av anläggningen, på territoriet för anläggning nr 1, skapade S. P. Korolev, på order av OKB-1 nr 74 daterad 25 juli 1959 , en speciell designavdelning nr 25 OKB- 1, som i enlighet med SUKP:s och ministerrådets dekret nr 715-296 daterat den 23 juni 1960 [17] förvandlades till gren nr 3 med en utplacering i staden Kuibyshev . Därefter, 1974, döptes designbyrån om till TsSKB [18] .
Baserat på den tvåstegs interkontinentala ballistiska missilen R-7, skapad i designbyrån hos S.P. Korolev 1953-1957, har mer än tio modifieringar av rymdfarkoster ( LV) utvecklats [19] . Den 4 oktober 1957 lanserade trestegs Sputnik -raketen, skapad på grundval av den, den första konstgjorda jordsatelliten , PS-1 , i omloppsbana [19] [20] .
Parallellt med R-7, under 1958-1959, utvecklade OKB-1 tillsammans med TsSKB och Plant No. 1 en förbättrad version av R-7A ICBM (RVSN URV index - 8K74) [21] . R-7-raketen i två steg hade en längd på 33 meter, en maximal uppskjutningsvikt på 278 ton och en maximal skjuträckvidd på 8 000 kilometer [16] .
I slutet av 1959, parallellt med lanseringen av R-7 ICBM, började utvecklingen av R-7A, vars serieproduktion i Kuibyshev började i III kvartalet 1960 [18] . Startvikten för 8K74 var 276 ton (8K71 - 278 ton), längd - 31,065 m, maximal skjuträckvidd inte mer än 12 000 km [16] . En konisk adapter dök upp på R-7A-instrumentfacket för att docka en mindre stridsspets med "A"-blocket. Det nya tröghetsstyrsystemet tog över radiostyrsystemets funktioner, med undantag för räckviddsstyrning. Viss ljusning av raketdesignen utfördes (på grund av kemisk fräsning av tankväggarna). Tiden för att förbereda missilen för lansering minskade, vilket resulterade i att stridsberedskapen ökades [18] .
Den första lanseringen som en del av flygtester ägde rum den 23 december 1959, den sista den 7 juli 1960. R-7A ICBM antogs av de strategiska missilstyrkorna genom resolution av SUKP:s centralkommitté och Sovjetunionens ministerråd nr 1001-416 av den 12 september 1960 [22] .
Det amerikanska försvarsdepartementet och NATO utsåg missilen SS-6 respektive Sapwood . Det huvudsakliga raket- och artilleridirektoratet vid USSR:s försvarsministerium använde 8K74- indexet [16] .
I R-7A-familjen av bärraketer kan följande typer särskiljas:
Från och med 2011 producerades mer än 1 760 missiler av alla modifieringar av bärraketer baserade på den interkontinentala ballistiska missilen R-7 [22] .
Efter framgångsrika uppskjutningar av bärraketer " Vostok " och " Voskhod " 1958-1963 började S.P. Korolev utveckla en fundamentalt ny riktning inom bemannad kosmonautik [32] .
Inte bara enkla flygningar övervägdes, med maximalt passivt möte för fartyg på grund av den initiala ballistiska formationen, utan även gruppflyg, aktiva möten, dockning och övergången av astronauter från fartyg till fartyg. För genomförandet av långtidsflygningar var det planerat att ge mer eller mindre bekväma förhållanden för astronauten, för vilka ett hushållsutrymme infördes i den nya generationens rymdfarkoster [32] .
En flygning för två personer runt månen planerades också , för vilken ett komplex bestående av den bemannade rymdfarkosten Soyuz-7K och Soyuz-9K-raketens övre scen skulle monteras i en omloppsbana nära jorden, som i sin tur tankades i omloppsbana av ett tankfartyg Soyuz-11K. Rymdfarkosten Soyuz-7K, Soyuz-9K-raketenheten och tankfartyget Soyuz-11K var tänkt att användas för uppskjutning i omloppsbana av en medelklass bärraket. Men kraft-till-vikt-förhållandet för den mest kraftfulla [33] , vid den tiden, RN 11А57 ("Voskhod"), från 1963, var inte tillräckligt för att genomföra det avsedda uppdraget. Dessutom var frågan om att utrusta den Soyuz-7K bemannade rymdfarkosten med ett aktivt nödräddningssystem (SAS) mycket akut, som på ett tillförlitligt sätt kan utföra åtgärder för att rädda kosmonauter i händelse av en nödsituation som hotar besättningens liv, i alla områden av bärraketflygningen [ 16] [32] [34] .
Det bör också noteras att 1962-1963, i Kuibyshev gren nr 3, pågick arbete för att skapa automatiska rymdfarkoster av typen Zenit-4MT för införandet av topografisk undersökning i USSR:s försvarsministeriums intresse, som också krävde en ökning av energin i basraketten [35] .
Således blev det nödvändigt att utveckla en ny modifiering av bärraketen. Därefter fick denna modifiering indexet 11A511 och namnet "Soyuz", den användes för att skjuta upp bemannade rymdfarkoster av typen " Soyuz ", och senare för lasttransportfordon av typen " Progress " [36] [16] .
Trestegs bärraket av medelklassen 11A511 " Soyuz" utvecklades av KFTsKBEM 1966 i enlighet med dekretet från SUKP:s centralkommitté och USSR :s ministerråd nr 9K " och " Soyuz-11K " och främst spaningsfarkoster av Kosmos -serien, också utvecklade av Kuibyshev-grenen [36] .
11A511 Soyuz bärraket skapades på basis av 11A57 Voskhod bärraket . [34] Den huvudsakliga förändringen gjordes till 3rd etappblocket, som uppgraderades för att ytterligare förbättra bärraketens energiprestanda.
Utvecklingen av denna modifiering började i mitten av 1963 . Vid den tiden utvecklade OKB-1 det bemannade komplexet Soyuz 7K-9K-11K för att flyga runt månen. Enligt de första initiala uppgifterna (sent 1962 - början av 1963) skulle massan av Soyuz-rymdfarkosten i omloppsbana vara 5,8 ton.
Dess uppskjutning planerades med hjälp av en enhetlig bärare 11A57 Voskhod baserad på R-7A-raketen. Men i mitten av 1963, när fartygets designmassa under utvecklingen översteg 6 ton och massan på huvudkåpan med SAS-motorer närmade sig 2 ton, stod det klart att PH 11A57 inte skulle kunna uttrycka det . in i den beräknade omloppsbanan. En sökning började efter sätt att modernisera denna bärraket för att öka dess bärförmåga.
Moderniseringen av stegen utfördes av Kuibyshev-gren nr 3 av OKB-1, och huvudenheten utfördes gemensamt av OKB-1 och filial nr 3. Externt förblev stegen praktiskt taget oförändrade, men moderniserades avsevärt :
Tabellen visar schemat för att slutföra huvudkomponenterna i bärraketen 11A57 och markutrustning för att testa bärraketen 11A511 och Sojuzkomplexet (objekt 7K, 9K och 11K) [36] .
Soyuz bärraket är lätt att känna igen av de fyra koniska sidoblocken i det första steget, som skiljer alla Soyuz från andra bärraketer, såväl som den karakteristiska kåpan med fyra rektanglar av gitterstabilisatorer och det specifika "tornet" i nödräddningssystemet överst.
Den totala längden på bärraketen är inte mer än 50,67 m och beror på vilken typ av rymdfarkost som skjuts upp. Den maximala tvärgående storleken på bärraketen mäts vid änden av luftrodren och är 10 m och 30 cm. Startvikten är inte mer än 308 ton och den totala bränslemassan är inte mer än 274 ton. Den torra massan av bärraketen med transportpatroner och nyttolast är inte mer än 34 ton och beror på vilken typ av rymdfarkost som lanseras.
Framdrivningssystemen för bärraketen Soyuz gör det möjligt att utveckla en total dragkraft på 413 tf vid havsnivå och mer än 505 tf i vakuum.
Soyuz trestegs bärraket består av:
11A511 Soyuz bärraket gör det möjligt att skjuta upp nyttolaster som väger upp till 7,1 ton i låg omloppsbana om jorden.
Modifierade motorer av R-7A tvåstegs ICBM och Voskhod trestegs medelklass bärraket användes som framdrivningssystem för Soyuz bärraket.
Det första steget bestod av fyra konformade sidoblock - acceleratorer "B", "C", "G" och "D" med autonoma motorer på varje accelerator. Alla sidoblock placerades längs det centrala blocket "A" i ömsesidigt vinkelräta stabiliseringsplan [37] .
Under flygningen av bärraketen vilade sidoblocken med sina främre stöd mot speciella fästen i centralblocket, som placerades på oxidationstankens kraftram. Den speciella utformningen av fästena säkerställde uppfattningen av endast längsgående belastningar som överfördes från sidoblocken och hindrade inte den fria separationen av sidoblockens främre stöd när den längsgående kraften försvann när sidogasmotorerna stängdes av [37] .
Separationen av boosters inträffade cirka 118 sekunder efter lanseringen.
KonstruktionDesignlayouten för sidoblocket på Soyuz bärraket var typisk för alla bärraketer från R-7-familjen och bestod av följande delar:
Torrvikten på sidoblockskonstruktionen var inte mer än 3,75 ton.155-160 ton bränsle fylldes i sidoblocken före lanseringen.
FramdrivningssystemFyra fyrkammarraketmotorer för flytande drivmedel av den öppna cykeln RD-107 (index 8D728 ), utvecklade av Valentin Petrovich Glushko vid NPO Energomash, användes som marschframdrivningssystem (PS) i det första steget [1] . Motorerna var monterade på den främre ändramen av stjärtsektionen [39] .
Varje RD-107-motor hade fyra fasta huvud- och två förbränningskammare med roterande styrning, fixerade i ledade upphängningar. Trycket i huvudförbränningskamrarna är 58 kg/cm2 , i styrförbränningskamrarna - 54 kgf/cm2 [ 40] . Vikten på torrmotorn RD-107 var 1155 kg [41] . Bruttovikt - 1300 kg [37] .
Bränsletillförseln till framdrivningssystemen skedde med en turbopumpenhet (TNA). THA-turbinen snurrades av ånggas som erhölls i gasgeneratorn under den katalytiska nedbrytningen av koncentrerad 82 % väteperoxid . Styrning av dragkraftsvektorn, istället för att använda gasroder, utfördes genom att vrida små styrande förbränningskammare. Detta arbetsschema gjorde det möjligt att minska förlusten av dragkraft när man ändrade dess vektor [37] .
Det andra steget inkluderade en massa strukturer av det centrala blocket "A" med en nyttolast och bränsle kvar i blockets tankar efter slutet av det första steget. Separationen av det andra steget ägde rum cirka 278 sekunder efter lanseringen [37] .
KonstruktionDesign- och layoutschemat för det centrala blocket av Soyuz-raketbilen liknade det centrala blocket i det andra steget av Voskhod-raketbilen och bestod av följande delar:
Torrvikten av konstruktionen av det centrala blocket "A" var inte mer än 6 ton. Totalt inte mer än 90-95 ton bränsle fylldes i det centrala blocket före starten.
FramdrivningssystemI det andra steget av bärraketen användes RD-108 -motorn för flytande drivmedel (index 8D721 ), också utvecklad vid NPO Energomash, som huvudmotor.
RD-108-motorn monterades på den främre ramen av bakdelen med hjälp av en rörformad ram. Motorn bestod av fyra fasta förbränningskammare och fyra roterande kammare som avböjdes med ±35° och fungerade som verkställande organ för styrsystemet [43] . Framdrivningssystemen, tillsammans med resten av raketkontrollerna, säkerställde raketens nödvändiga position i rymden i den aktiva delen av banan och kontrollerade självständigt raketen i den andra delen. Motorn var en raketmotor med öppen cykel med flytande drivmedel med en gemensam värmepump, ett gasgenereringssystem och ett automatiskt trycksättningssystem. Bränsletillförselschemat liknade RD-107-motorerna i sidoförstärkarna [40] .
Trycket i huvudförbränningskamrarna var 58 kg/cm 2 , i styrförbränningskamrarna - 54 kgf/cm 2 . Trycket vid munstyckets utlopp i RD-108-motorn var 0,23 kg/cm 2 [40] . Torrmotorns vikt var 1195 kg [37] [41] .
Det uppgraderade I-blocket från bärraketen 11A57 Voskhod användes som tredje steg.
KonstruktionDesign- och layoutdiagrammet för "I"-blocket i Soyuz bärraket bestod av:
Den totala längden på "I"-blocket i det tredje steget var inte mer än 6,745 m, och diametern var inte mer än 2,66 m. Den totala massan var något mer än 25 ton.
FramdrivningssystemDen mycket tillförlitliga raketmotorn för flytande drivmedel av den öppna cykeln RD-0110 (index 11D55 ), utvecklad av Semyon Arievich Kosberg i OKB-154 [1] , användes som en motor på det tredje steget .
RD-0110-motorn med en turbopumpbränsleförsörjning hade fyra fasta huvud- och fyra förbränningskammare med roterande styrning fixerade i ledade upphängningar. Trycket i huvudförbränningskamrarna var 69,5 kgf/cm2 [44] .
Motorns totala längd översteg inte 2,2 m och vikten - 408 kg. Den maximala motorns gångtid var begränsad till 250 sekunder [44] .
T-1 jetfotogen [45] användes som bränslekomponenter i alla stadier av bärraketen . Oxidationsmedlet som användes var flytande syre (LOX), en mycket brandfarlig och till och med explosiv typ av oxidationsmedel, även om den inte är giftig [46] .
För att säkerställa driften av hjälpsystem drevs raketen också med en liten mängd väteperoxid och flytande kväve .
| Taktiska och tekniska egenskaper hos stegen i bärraketen "Soyuz" | ||||||||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Steg (block) | Längd, m | Max. tvärgående storlek, m | Max. diameter, m | Startmassa, t | Torrvikt, t | Bränslemassa, t | Framdrivningssystem | Fjärrkontrollutvecklare _ | Typ av fjärrkontroll | Bränslemärke | Oxidationsmedel | NT vid havsytan, tf | NT i vakuum sinne, ts | Specifik impuls vid havsnivån, s | Specifik impuls i vakuum, s | Bränsleförbrukning, kg/s | Oxidantförbrukning, kg/s | Munstyckets expansionsförhållande | Separationstid, s | Max. arbetstid, från |
| Steg I (block B, C, D, E) | 19,825 | 3,82 | 2,68 | 43,325 | 3,75 | 39,475 | RD-107 | V. P. Glushko | LRE öppen cykel | fotogen T-1 | flytande syre | 83,5 | 101,5 | 252 | 313 | 88,3 | 218,4 | 149/1 | Т+118 | 140 |
| Steg II (block A) | 28,465 | 2,95 | 2,95 | 100,24 | 6.00 | 93,3 | RD-108 | V. P. Glushko | LRE öppen cykel | fotogen T-1 | flytande syre | 79,3 | 99,3 | 252 | 315 | 84,8 | 202,7 | 153/1 | Т+286 | 320 |
| Steg III (block I) | 6,745 | 2,66 | 2,66 | 25.45 | 2,71 | 22.7 | RD-0110 | S. A. Kosberg | LRE öppen cykel | fotogen T-1 | flytande syre | 30.38 | 326 | Т+526 | 240 | |||||
Den mest betydande skillnaden mellan Soyuz bärraket och de tidigare bärarna av R-7-typ avsedda för bemannade flygningar var den nya typen av nödräddningssystem (SAS) som utvecklats av OKB-1. SAS är "spänt" 15 minuter före lanseringen av bärraketen och säkerställer räddningen av besättningen vid en raketolycka både på avfyrningsrampen och på någon del av flygningen.
Soyuz-uppskjutningsfordonet designades för att skjuta upp rymdfarkoster från Soyuz- programmet med samma namn i låg omloppsbana om jorden . Sojuz-rymdfarkosten består av tre fack - inhemsk (ibland, främst i den engelskspråkiga litteraturen, felaktigt kallad "orbital"), instrumentaggregat och nedstigningsfordon (SA). SA med astronauterna är i mitten av bunten, så för att rädda besättningen är det nödvändigt att ta bort bunten från raketens huvuddel från verktygsfacket och SA, tillsammans med nosskyddet (GO).
Placeringen av SAS framdrivningssystem enligt dragschemat - ovanpå stången, och inte i den nedre delen, under rymdfarkosten, dikterades av överväganden om att spara vikt och bränsle, eftersom omedelbart efter att bärraketen fick tillräcklig höjd, staven, tillsammans med motorerna, avfyrades från GO [47] .
På vingarna av huvudkåpan på Soyuz bärraket, är fastdrivna raketmotorer (SSRM) för separation installerade, som leder den löstagbara huvudenheten med besättningen, i området mellan SAS framdrivningsenhetsutrymmet och utloppet av huvudet kåpa. Längst upp på modulen finns en liten motor för utdragning mot huvudkåpan efter drift av huvudmotorn med fast drivmedel [47] .
SAS framdrivningssystemet för fast drivmedel består av två flermunstycksblock av fastdrivna motorer (för att separera och dra in den löstagbara huvudenheten) och fyra små styrbara raketmotorer för fast drivmedel.
Rymdfarkosten är ansluten till huvudkåpan med tre stöd som omger nedstigningsfordonet och "vilar" mot den nedre ramen av rekreationsfacket. På denna ram "hänger nedstigningsfordonet" så att säga.
Kraften från fjärrkontrollen SAS till SA överförs genom två kraftbälten (övre och nedre) och en speciell lodge där nedstigningsfordonet är installerat. Det finns också en extra fäste i den övre delen av huvudenheten som fixerar hushållsfacket.
1965 , under utvecklingen av SAS, stod det klart att i händelse av en olycka är utsläpp av GO helt omöjlig utan ett kraftigt slag mot instrumentaggregatsfacket. För att eliminera detta problem beslöts det att dela kåpan i två delar med en tvärgående led, så att när styrsystemet för SAS utlöses, är endast dess övre del separerad från GO. Samtidigt förblev den nedre delen av GO, tillsammans med rymdfarkostens instrumentaggregatutrymme, med raketen.
För att upprätthålla stabilitet under flygning började fyra gitterstabilisatorer installeras på GO. Ett sådant struktur- och layoutschema för den avtagbara SAS-huvudenheten blev grunden för alla modifieringar av Soyuz- och Soyuz-raketerna i framtiden.
Beroende på olycksögonblicket tillhandahölls räddningen av besättningen enligt ett av de tre huvudprogrammen [49] :
1. Programmet tillämpades från det ögonblick som SAS slogs på till standby-läge vid uppskjutningspositionen (10–15 minuter före raketuppskjutningen) tills huvudkåpan släpptes, tillsammans med (eller något tidigare) den fasta framdrivningen systemet lades ner. Enligt detta program, vid tidpunkten för olyckan, slogs ett larm på på kosmonauternas konsol, framdrivningssystemen för bärraketen stängdes av i en nödsituation (endast vid olyckor efter 20 s flygning), rymdfarkosten var uppdelad längs korsningen mellan SA och instrumentaggregatsfacket, strömanslutningarna som höll SA och hushållsfacket inuti huvudkåpan. Därefter delades tvärskarven i mitten av GO och gallerstabilisatorerna öppnades. Samtidigt som stabilisatorerna öppnas startas huvudmotorn med fast drivmedel. Under drift av huvudmotorn slås styrstyrmotorer på, vilket bildar utdragningsbanan för den avtagbara huvudenheten. OGB:n måste stiga till en höjd av minst 850 meter och tas bort från startpunkten till sidan med minst 110 meter.
I området för spetsen av uttagsbanan separeras SA från nyttofacket och separeringsmotorn för fast drivmedel slås på, vilket säkerställer att huvudkåpan dras tillbaka tillsammans med nyttofacket till ett säkert avstånd från AC. Efter separation av nedstigningsfordonet slås nedstigningskontrollsystemet på, vilket bör dämpa vinkelstörningarna hos SA som erhålls under separationen. Sedan, på kommando av programtidsanordningen (vid en olycka på låg höjd) eller på kommando av barometersensorn (vid en olycka på hög höjd), började inmatningen av fallskärmssystemet. I händelse av en olycka, under de första 26 sekunderna av flygningen, ska SA landa på en reservfallskärm och efter 26 sekunders flygning på den huvudsakliga. I processen för nedstigning med fallskärm förbereddes SA:s system ombord för landning. När raketmotorn med fast drivmedel utlöses kan besättningen uppleva överbelastningar på upp till 10 g. Den fasta drivkraften är 76 tf och driftstiden är mindre än 2 sekunder.
Enligt detta scenario räddades besättningen på rymdfarkosten Soyuz T-10-1 , vars bärraket exploderade precis vid uppskjutningsrampen [49] .
2. Programmet utlöses vid olyckor mellan 161 och 522 sekunders flygning. Enligt detta program, i ögonblicket för en olycka, aktiveras ett larm på kosmonauternas konsol, framdrivningssystemen för bärraketen stängs av i en nödsituation och SA:s ombordsystem överförs till ett nödläge av drift.
Efter en viss tidsfördröjning separerades hushållsfacket och sedan separerades SA och instrumentaggregatet. Efter separationen satte nedstigningskontrollsystemet ut nedstigningsfordonet i stigningsplanet och, när det gick in i atmosfären, säkerställde det dess nedstigning i läget "maximal aerodynamisk kvalitet". Med en ytterligare minskning av SA fungerade landningssystemet enligt det ordinarie programmet;
3. I händelse av en olycka, efter 522 sekunder och innan den går in i omloppsbanan, delas rymdfarkostens fack upp enligt standardschemat, men nedstigningen måste ske längs en ballistisk bana, medan överbelastningarna kunde överstiga 10g.
På basis av bärraketen 11A511 Soyuz utvecklades två modifieringar: Soyuz-L och Soyuz-M, och senare blev bärraketen grunden för bärraketen Soyuz-U . [femtio]
För att utföra testningen av månkabinen (objekt " T2K ") av raket- och rymdkomplexet N1-LZ på basis av bärraketen 11A511 "Soyuz", utvecklades dess modifiering - bärraketen " Soyuz-L ". Denna modifiering kännetecknades av en ovanlig överkalibrerad form på huvudkåpan. [femtio]
1970-1971 genomfördes 3 uppskjutningar av bärraketen 11A511L från Baikonur Cosmodrome med rymdfarkosterna Kosmos-379 , Kosmos-398 och Kosmos-434 . [femtio]
För att lansera det militära forskningsfartyget Soyuz "7K-VI" i omloppsbana , som utvecklades i mitten av 1960-talet av teamen från Kuibyshev-grenen av TsKBEM och Progress-anläggningen, utvecklades en modifiering 11A511M " Soyuz-M " på basis av av bärraketen 11A511 . [femtio]
Efter stängningen av program för militära modifieringar av Soyuz - rymdfarkosten omvandlades bärraketerna som tillverkades vid den tiden till förmågan att lansera spaningssatelliter av typen Zenit-4MT Orion (index - 11F629), utvecklad av samma TsSKB-Progress. [51]
År 1971-1976 lanserades åtta specialanpassade rymdfarkoster av typen Zenit-4M Orion framgångsrikt från Plesetsk-kosmodromen med hjälp av 11A511M. [52] [53] .
Alla uppskjutningar av bärraketen Soyuz-M gjordes från Plesetsk Cosmodrome (kosmodrom) , från uppskjutningsramper nr 41/1 och nr 43/4 . [54]
1970-1973 utvecklades Soyuz-U-modifieringen (index - 11A511U ), som var avsedd att skjuta upp bemannade och lastfarkoster av typen Soyuz , obemannade transportfordon av typen Progress , rymdfarkoster av Kosmos -serien, " Resurs-F ", " Photon ", " Bion ", samt ett antal utländska rymdfarkoster. Huvudskillnaden mellan Soyuz-U bärraketen och basen var användningen av första och andra stegsmotorer med ökade energiegenskaper [55] .
Den 18 maj 2012 gjordes totalt 771 lanseringar av denna modifiering.
"Soyuz-FG" - modifiering av "Soyuz-U". Motorerna i det första och andra steget installerades med nya injektorhuvuden (därav "FG" i raketens namn), utvecklade för bärraketen Soyuz-2, med minimala modifieringar av det analoga styrsystemet. Den drevs från 2001 till 2019, 70 uppskjutningar genomfördes, en av dem var nödsituation. Operationen avslutades på grund av övergången till Soyuz-2.
Soyuz-2 bärraket är en familj av trestegs bärraketer av medelklass utvecklade på TsSKB-Progress på basis av bärraketen Soyuz-U genom djup modernisering. Första flygningen 2004, mer än 100 uppskjutningar genomfördes 2020.
Massan av nyttolasten som skjuts upp i låg jordomloppsbana är från 2800 kg till 9200 kg, beroende på modifiering och uppskjutningspunkt. Projektnamn - "Rus" [56] .
Soyuz-ST bärraketer är en familj av trestegs bärraketer av medelklass skapade på basis av bärraketen Soyuz-2 för att tillhandahålla kommersiella lanseringar från Kourou -kosmodromen . Huvudskillnaderna mellan raketen och grundversionen är förfining av styrsystemet för att ta emot telekommandon från marken för att stoppa flygningen och förfining av telemetri för europeiska markstationer för att ta emot telemetriinformation [57] . Första flygningen 2011, 23 uppskjutningar avslutade 2020.
Uppskjutningsfarkosten Soyuz-ST-A , skapad på basis av bärraketen Soyuz 2-1a , kan skjuta upp rymdfarkoster som väger upp till 2810 kg in i en geoöverföringsbana ( GPO ) och in i en solsynkron bana ( SSO ) med en höjd av 820 km - fordon som väger upp till 4230 kg [58] . Soyuz -ST-B , baserad på Soyuz 2-1b- missilen, kan avfyra upp till 3250 kg på GPO och upp till 4900 kg på MTR [58] .
Totalt 32 uppskjutningar av Soyuz-raketen genomfördes (en nöduppskjutning och ett raketfel vid startpositionen före uppskjutningen).
Den första lanseringen av Soyuz bärraket 11A511 ägde rum den 28 november 1966 . En obemannad Soyuz (" Kosmos-133 ") lanserades i omloppsbana.
Den senaste uppskjutningen ägde rum den 14 oktober 1976, transportfartyget 7K-T (" Soyuz-23 ") sattes i omloppsbana .
Alla uppskjutningar av Sojuz-bärarraketen gjordes från Baikonur Cosmodrome , från uppskjutningsramper nr 1 och nr 31 , och sedan 1970 endast från uppskjutningsramp nr 1.
| Lista över Soyuz-lanseringar | ||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| lanseringsnummer | Datum ( UTC ) | PH-nummer | Tillverkningsdatum | Nyttolast | Typ KK | QC- index | NSSDC ID | SCD | lanseringskomplex | Resultat |
| ett | 28 november 1966 | U15000-02 | 1965 | Cosmos-133 | 7K-OK nr 2 | 11Ф615 | 1966-107A | 02601 | Baikonur 31 | Framgång |
| 2 | 12 december 1966 | U15000-01 | 1965 | — | 7K-OK nr 1 | 11Ф615 | — | — | Baikonur 31/6 | Olycka |
| 3 | 7 februari 1967 | U15000-04 | 1965 | Cosmos-140 | 7K-OK nr 3 | 11Ф615 | 1967-009A | 02667 | Baikonur 1 | Framgång |
| fyra | 23 april 1967 | U15000-03 | 1965 | Sojus-1 | 7K-OK nr 4 | 11Ф615 | 1967-037A | 02759 | Baikonur 1 | Framgång |
| 5 | 27 oktober 1967 | U15000-05 | 1965 | Cosmos-186 | 7K-OK nr 6 | 11Ф615 | 1967-105A | 03014 | Baikonur 31 | Framgång |
| 6 | 30 oktober 1967 | H15000-07 | 1966 | Cosmos-188 | 7K-OK nr 5 | 11Ф615 | 1967-107A | 03020 | Baikonur 31 | Framgång |
| 7 | 14 april 1968 | I15000-07 | 1967 | Cosmos-212 | 7K-OK nr 8 | 11Ф615 | 1968-029A | 03183 | Baikonur 31 | Framgång |
| åtta | 15 april 1968 | U15000-06 | 1965 | Cosmos-213 | 7K-OK nr 7 | 11Ф615 | 1968-030A | 03193 | Baikonur 1 | Framgång |
| 9 | 28 augusti 1968 | B15000-13 | 1968 | Cosmos-238 | 7K-OK nr 9 | 11Ф615 | 1968-072A | 03351 | Baikonur 31 | Framgång |
| tio | 25 oktober 1968 | I15000-08 | 1967 | Soyuz-2 | 7K-OK nr 11 | 11Ф615 | 1968-093A | 03511 | Baikonur 1 | Framgång |
| elva | 26 oktober 1968 | I15000-10 | 1967 | Sojus-3 | 7K-OK nr 10 | 11Ф615 | 1968-084A | 03516 | Baikonur 31 | Framgång |
| 12 | 14 januari 1969 | I15000-12 | 1967 | Soyuz-4 | 7K-OK nr 12 | 11Ф615 | 1969-004A | 03654 | Baikonur 31 | Framgång |
| 13 | 15 januari 1969 | I15000-11 | 1967 | Sojus-5 | 7K-OK nr 13 | 11Ф615 | 1969-005A | 03656 | Baikonur 1 | Framgång |
| fjorton | 11 oktober 1969 | B15000-14 | 1968 | Sojus-6 | 7K-OK nr 14 | 11Ф615 | 1969-085A | 04122 | Baikonur 31 | Framgång |
| femton | 12 oktober 1969 | Yu15000-19 | 1969 | Soyuz-7 | 7K-OK nr 15 | 11Ф615 | 1969-086A | 04124 | Baikonur 1 | Framgång |
| 16 | 13 oktober 1969 | Yu15000-18 | 1969 | Soyuz-8 | 7K-OK nr 16 | 11Ф615 | 1969-087A | 04126 | Baikonur 31 | Framgång |
| 17 | 1 juni 1970 | Yu15000-21S | 1969 | Soyuz-9 | 7K-OK nr 17 | 11Ф615 | 1970-041A | 04407 | Baikonur 31 | Framgång |
| arton | 22 april 1971 | Х15 000-25 | 1970 | Sojus-10 | 7K-T nr 31 | 11F615A8 | 1971-034A | 05172 | Baikonur 1 | Framgång |
| 19 | 6 juni 1971 | X15000-24 | 1970 | Sojus-11 | 7K-T nr 33 | 11F615A8 | 1971-053A | 05283 | Baikonur 1 | Framgång |
| tjugo | 26 juni 1972 | Yu15000-20 | 1969 | Cosmos-496 | 7K-T nr 33A | 11F615A8 | 1972-045A | 06066 | Baikonur 1 | Framgång |
| 21 | 15 juni 1973 | С15000-27 | 1971 | Cosmos-573 | 7K-T nr 36 | 11F615A8 | 1973-041A | 06694 | Baikonur 1 | Framgång |
| 22 | 27 september 1973 | С15000-26 | 1971 | Sojus-12 | 7K-T nr 37 | 11F615A8 | 1973-067A | 06836 | Baikonur 1 | Framgång |
| 23 | 30 november 1973 | С15 000-29 | 1971 | Cosmos-613 | 7K-T nr 34A | 11F615A8 | 1973-096A | 06957 | Baikonur 1 | Framgång |
| 24 | 18 december 1973 | С15 000-28 | 1971 | Soyuz-13 | 7K-T nr 33 | 11F615A8 | 1973-103A | 06982 | Baikonur 1 | Framgång |
| 25 | 27 maj 1974 | С15000-32 | 1973 | Cosmos-656 | 7K-TA nr 61 | 11F615A9 | 1974-036A | 07313 | Baikonur 1 | Framgång |
| 26 | 3 juli 1974 | С15000-31 | 1971 | Sojus-14 | 7K-TA nr 62 | 11F615A9 | 1974-051A | 07361 | Baikonur 1 | Framgång |
| 27 | 26 augusti 1974 | С15 000-30 | 1971 | Soyuz-15 | 7K-TA nr 63 | 11F615A9 | 1974-067A | 07421 | Baikonur 1 | Framgång |
| 28 | 10 januari 1975 | Х15 000-22 | 1970 | Soyuz-17 | 7K-T nr 38 | 11F615A8 | 1975-001A | 07604 | Baikonur 1 | Framgång |
| 29 | 5 april 1975 | X15000-23 | 1970 | Soyuz-18A | 7K-T nr 39 | 11F615A8 | — | — | Baikonur 1 | Delvis |
| trettio | 24 maj 1975 | F15000-33 | 1975 | Soyuz-18 | 7K-T nr 40 | 11F615A8 | 1975-044A | 07818 | Baikonur 1 | Framgång |
| 31 | 6 juli 1975 | F15000-34 | 1975 | Soyuz-21 | 7K-T nr 41 | 11F615A8 | 1975-064A | 08934 | Baikonur 1 | Framgång |
| 32 | 14 oktober 1976 | E15000-35 | 1976 | Soyuz-23 | 7K-TA nr 65 | 11F615A9 | 1976-100A | 09477 | Baikonur 1 | Framgång |
Den första tv-sändningen av en sovjetisk raketuppskjutning i rymden ägde rum den 26 oktober 1968, under uppskjutningen av rymdfarkosten Soyuz-3 som lotsades av Georgy Beregov .
Efter den framgångsrika lanseringen av Soyuz-raketen den 28 november 1966 med Soyuz 7K-OK- apparaten i serie nr 2, var nästa provuppskjutning planerad till den 14 december 1966 .
Det beslutades att använda Soyuz 7K-OK serie nr 1 som nyttolast. Eftersom denna enhet inte hade ett par var det omöjligt att kontrollera det automatiska dockningsläget, men det var möjligt att kontrollera driften av fartygets on- kortsystem. [55]
Under förberedelserna av uppskjutningen fungerade inte pyrozapalen på ett av sidoblocken. Automatisering gav ett "häng på" och raketen stod kvar vid starten. Arbetet med att tömma bränslet påbörjades, personalen lämnade bunkern och befann sig vid raketens fot. 27 minuter efter att sjösättningen avbröts fungerade plötsligt fartygets nödräddningssystem. Som det visade sig förblev detta system på och fortsatte att övervaka fartygets status och position.
Efter en tid registrerade de gyroskopiska sensorerna rymdfarkostens vinkelavvikelse, som dök upp på grund av jordens rotation, och utfärdade en nödsignal. Nedstigningsfordonet och bruksfacket höjdes till cirka en kilometers höjd med hjälp av fastbränslemotorer, där nedstigningsfordonet separerade och det sänkte sig med fallskärm. [55]
I instrumentmonteringsfacket, som fanns kvar på bärraketen, fattade kylvätskan eld och rann ut ur rörledningarna, på vilka det inte fanns några backventiler. Tjugosju minuter efter separationen av nödräddningssystemet följde flera explosioner efter varandra, men den här gången räckte för att de flesta skulle hinna lämna farozonen. Major Korostylev från testavdelningen bestämde sig för att inte springa utan att gömma sig bakom staketets vägg och dog och kvävdes i röken. Ytterligare två soldater dog dagen efter branden.
Efter katastrofen beslutades att göra ytterligare testuppskjutningar och tillfälligt avbryta bemannade flygningar. För en ny lansering började de förbereda Soyuz 7K-OK nr 3, vars lansering var planerad till den 15 januari 1967 . Lanseringen av bemannade Soyuz nr 4 och nr 5 var planerad till mars 1967.
Lanseringen av fartyget "7K-OK" nr 3 (" Cosmos-140 ") med en dummy ombord ägde rum den 7 februari 1967 . Lanseringen var framgångsrik, även om fartyget på grund av fel i orienteringssystemet använde för mycket bränsle, kunde inte slutföra alla uppgifter och tvingades landa i ett oplanerat område - i Aralsjön , där det sedan sjönk.
5 april 1975 , 11:04, Baikonur Cosmodrome , lanseringskomplex nr 1 . Uppskjutningen av bärraketen Soyuz 11A511 , som var tänkt att sätta rymdfarkosten Soyuz-18A i låg omloppsbana om jorden .
Besättningen ombord på rymdfarkosten bestod av:
När rymdfarkosten lanserades i omloppsbana inträffade ett fel i driften av ombordsystemen i det tredje steget av bärraketen, och automatiseringen fattade ett beslut om nödseparationen av rymdfarkosten från bäraren. Separationen skedde på en höjd av cirka 150 kilometer över jordens yta.
Rymdfarkostens nedstigning till jorden ägde rum längs en ballistisk bana med stora överbelastningar och nådde 15 g. Rymdfarkostens nedstigningsmodul landade sydväst om staden Gorno-Altaisk på sidan av ett berg. Efter att ha vidrört jordens yta rullade nedstigningsfordonet nerför sluttningen och stannade först när det fastnade i ett träd som växte på kanten av avgrunden. Astronauterna flydde eftersom de inte sköt fallskärmen. De evakuerades från nedstigningsfordonet med helikopter.
Längden på astronauternas flygning var 21 minuter 27 sekunder.
| R-7 bärraket familj | |||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| raketer |
| ||||||||||||
| startramper _ |
| ||||||||||||
| Motorer | Block A RD-107 NK-33 Block B, C, D, D RD-108 Block E RD-0105 RD-0109 Block I RD-0110 RD-0124 Block L С1,5400 | ||||||||||||
| se även | |||||||||||||
| Sovjetisk och rysk raket- och rymdteknik | ||
|---|---|---|
| Körande bärraketer | ||
| Lansera fordon under utveckling | ||
| Nedlagda bärraketer | ||
| Booster block | ||
| Återanvändbara rymdsystem | ||