RUSENG

Состоявшийся пуск

КА Eutelsat 9B ("ЮтелСат-9Б")
РБ "Бриз-М"
РН "Протон-М"

Союз-2

Увеличить

Ракета-носитель "Союз-2"

 

   "Союз-2" – новая ракета-носитель, которая позволит в будущем  заменить ракеты-носители "Союз-У", "Союз-ФГ" и "Молния-М" одной ракетой-носителем.

   Ракета-носитель "Союз-2" в сочетании с разгонным блоком "Фрегат" позволит выводить космические аппараты на всевозможные типы орбит: низкие, средние, высокоэллиптические, солнечно-синхронные, геопереходные и геостационарные.

   Разработка ракеты-носителя "Союз-2" велась на базе ракеты-носителя "Союз" в два этапа (этапы 1А и 1Б).

   Ракета-носитель «Союз 2» создана для обеспечения запусков космических аппаратов военного, народнохозяйственного и социального назначения. После завершения летных испытаний она должна заменить эксплуатирующиеся в настоящее время российс­кие ракеты-носители среднего класса семейства «Союз».

    Создание и летные испытания модернизированной ракеты «Союз-2» являются важным шагом на пути оптимизации отечест­венного парка средств выведения и обеспечения гарантированного, полностью независимого доступа в космос для решения оборонных, научных и социально-экономических задач.

     Ключевые особенности нового представителя наиболее массо­вого и надежного семейства ракет, созданных на базе Р-7, - исполь­зование исключительно отечественных комплектующих, а также возможность выведения всех существующих и планируемых полезных нагрузок среднего класса с российского космодрома Плесецк.

     Головным разработчиком и изготовителем РН «Союз-2» явля­ется Государственный научно-производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ-Прогресс» (г. Самара), а государственными заказчиками - Федеральное космическое агентство и Министерство обороны Российской Федерации (Космические войска). Ракета-носитель «Союз-2» разработана на базе серийной ракеты «Союз-У», успешно эксплуатируемой с 1973 года. Новый носитель с улучшен­ными тактико-техническими характеристиками полностью создается предприятиями, расположенными на территории России, и позво­ляет существенно расширить номенклатуру выводимых космичес­ких аппаратов среднего и легкого классов. «Союз-2» рассчитан как на прямое выведение, так и на использование разгонного блока «Фрегат». Энергетические возможности носителя и использова­ние цифровой системы управления позволяют заметно увеличить массу выводимого полезного груза и габариты доставляемых на орбиту космических аппаратов.

    Ракета-носитель «Союз-2» создается в два этапа. На этапе 1а на ракете устанавливаются новая цифровая система управления, обеспечивающая высокоточное выведение полезных нагрузок, двигатели с усовершенствованными форсуночными головками на первой и второй ступенях, внедряется новая система телеизмере­ний. На втором этапе модернизации (этап 16) на третьей ступени устанавливается новый двигатель с повышенными удельными харак­теристиками.

    Одна из модификаций «Союза-2» будет также использоваться для запуска полезных нагрузок из Гвианского космического центра (Куру, Французская Гвиана) в рамках совместного проекта Федерального космического агентства, ФГУП «ЦСКБ-Прогресс», ФГУП «ЦЭНКИ», компаний Starsem, EADS и Arianespace.

 

Этап модернизации 1А:  

  • на двигателях I-II ступени применяются форсуночные головки с улучшенным смесеобразованием;

  • разработана новая, единая для всех трех ступеней система управления на базе высокопроизводительной цифровой машины;  

  • применяется новая цифровая радиотелеметрическая система;  

  • конструкция блока III ступени максимально унифицирована как для этапа 1А, так и для этапа 1Б.

Этап модернизации 1Б:  

  • дополнительно к мероприятиям этапа 1А используется новый двигатель на блоке III ступени с повышенными энергетическими характеристиками.

Это позволило повысить точность выведения, устойчивость и управляемость ракеты-носителя, а также использовать сборочно-защитный блок с головным обтекателем диаметром 4,11 м и длиной 11,43 м.

 

Технические характеристики ракеты-носителя "Союз-2"

 

Количество ступеней

3

Стартовая масса

312 т

Максимальная длина

46,3 м

Диаметр головного обтекателя

2,7 м; 3,0 м; 3,3 м; 3,715 м; 4,11 м

 

 

Энергетические характеристики ракеты-носителя "Союз-2"

 

(при использовании головного обтекателя диаметром 3,715 м)

 

Космодром

Наклонение (градус)

Средняя высота круговой орбиты (км)  

Выводимая масса полезного груза (кг)

"Союз-2" этапа 1А

"Союз-2" этапа 1Б

Плесецк

62,8

220

6830

7850

67,1

190

6690

7880

81,4

200

6360

7470

98,3

200

5900

6900

Байконур

51,6

200

7020

8250

64,9

190

6710

7930

70,4

200

6660

7790

95,4

200

5500

6500

 

Летные испытания ракеты-носителя "Союз-2" этапа 1А успешно начаты 8 ноября 2004 года пуском с космодрома Плесецк. 19 октября 2006 года осуществлен первый коммерческий пуск ракеты-носителя "Союз-2" этапа 1А с европейским метеорологическим космическим аппаратом "Метоп".

 

Летные испытания ракеты-носителя "Союз-2" этапа 1Б начаты 27 декабря 2006 года запуском с космодрома Байконур французского исследовательского космического аппарата "Коро".

 

Основные характеристики ракеты-носителя «Союз-2»

 

Массовые характеристики

стартовая масса, т

311,7

масса РН (без головной части), т

303,2

масса конструкции РН (без головной части), т

24,4

масса компонентов топлива, т

278,8

Масса выводимой полезной нагрузки, кг («Союз-2.1а»/«Союз-2.16»)

на низкую околоземную орбиту (Н = 200 км, i = 5,3°)

7480/8660

на солнечно-синхронную орбиту (Н = 820 км, i = 98,7')

4350/4900

на геопереходную орбиту (4 V = 1500 м/с)

2780/3060

на геостационарную орбиту (Н = 36000 км, i = 0°)

1300/1480

Компоненты топлива

окислитель

жидкий кислород

горючее

T-1 (керосин)

Тяга двигателей, тс

первая ступень (4 х РД-107А)

у Земли

85,5x4

в пустоте

104,1x4

вторая ступень (РД-108А)

у Земли

79,4

в пустоте

101,0

третья ступень (РД-0110 / РД-0124)

в пустоте

30,4/30,0

 

Новая версия РН семейства «Союз» обеспечивает:

  • повышение массы выводимого полезного груза на низкую орбиту высотой 200 км по сравнению с ракетой-носителем «Союз»:
    -  на этапе 1 а - на 250-300 кг;
    -  на этапе 1 б - на 1100-1200 кг;
  • увеличение зоны размещения полезного груза при использова­нии головного обтекателя большого диаметра (4,11 м);
  • повышение точности выведения космического аппарата (погреш­ность по периоду обращения составит не более ±2,5 с вместо нынешних ±22 с);
  • выведение КА в широком диапазоне наклонений орбиты при сохра­нении согласованных районов падения отработавших ступеней за счет возможности изменения наклонения плоскости орбиты путем пространственного маневра на активном участке полета;
  • при использовании разгонного блока «Фрегат» - выведение полез­ных нагрузок на высокие круговые, эллиптические, солнечно- синхронные, геопереходные, геостационарную орбиты и отлет­ные траектории.

При модернизации РН «Союз» до варианта «Союз-2» были прове­дены следующие работы:

  • повышение удельных характеристик двигателей первой и второй ступеней путем улучшения смесеобразования в камерах сгора­ния за счет применения новых форсуночных головок;
  • внедрение современной цифровой системы управления с комп­лексом высокоточных приборов, обеспечивающей полет ракеты- носителя по оптимальным траекториям, пространственный маневр и высокую точность выведения полезной нагрузки на орбиту;
  • разработка новой высокоинформативной цифровой системы телеизмерений;
  • разработка новой системы внешнетраекторных измерений, пост­роенной на базе навигационной аппаратуры потребителей;
  • разработка новой третьей ступени на базе современного двига­теля с высокими удельными характеристиками.


     При разработке РН «Союз-2» особое внимание было уделено обес­печению максимальной преемственности с прототипом. Конструкция сухих и топливных отсеков, внутрибаковых устройств, пневмогидроарматуры, монтаж двигателей боковых и центрального блоков ракеты-носителя в основном аналогичны РН «Союз», однако неко­торые корпусные элементы всех ступеней усилены без изменения принципиальной конструктивной схемы. По-иному размещены приборы и кабельная сеть системы управления на боковых и центральном блоке. Блок третьей ступени сохранил габариты прототипа, однако для оптимизации массы заправляемых компонентов топлива изме­нена конфигурация баков. При этом приняты в расчет соотношения расходов компонентов как для варианта третьей ступени с двигателем РД-0110 (этап 1а), так и для варианта с двигателем РД-0124 (этап 16). Наконец, по-новому размещены на блоке третьей ступени элементы систем телеизмерений и внешнетраекторных измерений.

     Центральным направлением модернизации ракеты стало созда­ние принципиально иной цифровой системы управления, которая разработана на основе современных принципов управления и новой отечественной элементной базы. В качестве главного звена системы управления РН «Союз-2» используется быстродействующая борто­вая цифровая вычислительная машина (БЦВМ) с большим объемом оперативной памяти.

     БЦВМ непрерывно принимает сигналы от чувствительных элемен­тов системы управления, исполнительных органов и других абонен­тов, сравнивает текущие значения с программными и в соответствии с принятым законом управления вырабатывает соответствующие управ­ляющие воздействия. В состав измеряемых параметров входят пара­метры вектора скорости, значения углов тангажа, рыскания, враще­ния, а также показатели расходомеров топлива. В отличие от активной системы управления, цифровая система легко адаптируется к усло­виям полета, включая случайные внешние воздействия, и парирует их без превышения действующих на ракету-носитель силовых нагрузок по сравнению с их расчетными и допустимыми значениями.

Чувствительные элементы и БЦВМ располагаются на третьей ступени ракеты-носителя, а преобразующие устройства и исполни­тельные органы - на первой и второй ступенях.

    Внедрение цифровой системы управления позволяет рацио­нально использовать энергетические возможности РН «Союз-2» при выведении крупногабаритных КА, требующих применения голо­вных обтекателей диаметром 3,7 и 4,11 м.

     Ракета-носитель «Союз-2» выполнена по схеме с параллель­ным отделением боковых ракетных блоков в конце работы первой ступени и поперечным отделением ракетного блока второй ступени по окончании его работы. На первом этапе полета работают двига­тели четырех боковых и центрального блоков, на втором, после отделения боковых блоков, - только двигатель центрального блока.

     Первая ступень РН включает четыре боковых блока конической формы, закреплённых в шаровых опорах центрального блока.

     Конструктивно-компоновочная схема бокового блока состоит из силового конуса, несущего конического бака окислителя, межба­кового отсека, несущего конического бака горючего, отсека баков перекиси водорода и жидкого азота и цилиндрического хвостового отсека специальной формы.

В хвостовом отсеке каждого бокового блока размещается автоном­ный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) однократного включения РД-107А, работающий на жидком кислороде и керосине и оснащен­ный четырьмя маршевыми камерами и двумя рулевыми соплами. Для управления полетом на каждом боковом блоке с внешней стороны, противоположной центральному блоку, на небольшом пилоне уста­новлен аэродинамический руль, выполненный в виде треугольного крыла малого удлинения. Для привода руля имеется электричес­кая рулевая машина.

    Двигатели боковых блоков работают в течение -118 секунд после старта, после чего отключаются. Выключение происходит по результатам сравнения текущего значения скорости с расчетным. После отключения двигателей боковые блоки отделяются от цент­рального блока и сбрасываются.

    Вторая ступень (центральный блок) состоит из хвостового отсека, в котором установлен двигатель однократного включения РД-108А, содержащий четыре маршевых камеры и четыре рулевых сопла, отсека бака перекиси водорода, в котором также установлен тороидальный бак жидкого азота, отсека бака горючего, межбакового отсека, отсека бака окислителя и приборного отсека.

     Запуск ЖРД центрального и боковых блоков производится на Земле, что даёт возможность контролировать работу двигателей в переходном режиме и при возникновении неисправностей во время пуска отменять пуск ракеты. Это обеспечивает повышение безопас­ности эксплуатации. Управление полетом по трем осям осуществляется с помощью четырех рулевых камер двигателя РД-108А. Номинальное время работы двигателя центрального блока состав­ляет -280-290 секунд. Разделение второй и третьей ступеней проис­ходит по «горячей схеме».

     Третья ступень (блок «И»), состоящая из переходного отсека, бака горючего, бака окислителя, хвостового отсека и двигателя, установлена на центральном блоке и соединена с ним с помощью ферменной конструкции.

Для обоих вариантов РН «Союз-2» блок «И» оснащается двига­тельной установкой, состоящей из четырехкамерного двигателя одно­кратного включения и четырех поворотных рулевых сопел, использу­емых для управления полетом по трем осям. Маршевый двигатель третьей ступени включается примерно за две секунды до отключения центрального блока. Газы, истекающие из сопел двигателя третьей ступени, непосредственно отделяют ступень от центрального блока. После отключения двигателя и отделения космического аппарата или разгонного блока с КА третья ступень выполняет маневр увода путем открытия дренажного клапана в баке горючего.

 



Стартовый и технический комплексы

 

    Стартовый комплекс предназначен для предстартовой подготовки и проведения пусков ракет-носителей среднего класса семейства «Союз» с различными космическими аппаратами. Головным разработ­чиком стартового комплекса (СК) является ФГУП «Конструкторское бюро общего машиностроения» (КБОМ) им. В. П. Бармина (ныне филиал ФГУП «ЦЭНКИ» — НИИСК им. В.П. Бармина).

    Первый стартовый комплекс для ракет типа Р-7 был построен на Байконуре. В 1957 году с него был осуществлен первый пуск межконтинентальной баллистической ракеты (МБР). В дальнейшем этот СК неоднократно дорабатывался в связи с модернизацией МБР Р-7, введением дополнительных ступеней и превращением ее в ракету-носитель для выведения на орбиту космических аппаратов различного назначения. СК успешно использовался при запуске первого и многих последующих искусственных спутников Земли, космических кораблей «Восток» с первыми космонавтами на борту, пилотируемых кораблей «Восход» и «Союз», межпланетных косми­ческих аппаратов, запущенных к Луне, Марсу и Венере. Для народ­ного хозяйства и обороны страны запускались спутники телевизи­онного вещания и связи, наблюдения Земли, метеорологические и научно-исследовательские космические аппараты. Проводились совместные работы с зарубежными партнерами в области биотех­нологий и исследований космического пространства. Кроме того, со стартовых комплексов Байконура были запущены ракеты-носители «Союз» по коммерческим космическим программам - выво­дились космические аппараты Globalstar, Mars Express, Amos и др.


Основные характеристики стартового комплекса

 

Метеорологические условия работы технологического оборудования

температура окружающего воздуха, °С

от -40 до +50

влажность при 20"С,%

до 98

ограничение видимости, м

до 30

Гарантийный срок эксплуатации, годы

10

 

   С учетом опыта, накопленного при эксплуатации первого косми­ческого стартового комплекса на Байконуре, в 1958-1961 гг. были построены еще пять аналогичных СК (один комплекс на Байконуре и четыре - на космодроме в Плесецке, который впоследствии стал одним из крупнейших космодромов мира).

   Существующие стартовые комплексы РН «Союз» и «Молния» на космодроме Плесецк, как и на космодроме Байконур, перво­начально были созданы для проведения пусков боевых ракет Р-7. В период с 1960 по 1965 год эти комплексы использовались для выполнения задач боевого дежурства на МБР Р-7А. Впоследствии они также были переоборудованы для осуществления пусков ракет космического назначения.

    Первый космический аппарат со стартового комплекса, переобо­рудованного ныне для пусков РН «Союз-2», был запущен в 1966 году. Стартовые комплексы ракет-носителей типа «Союз» и «Молния» на космодромах Байконур и Плесецк периодически реконструирова­лись, подвергались капитальным ремонтам и ремонтно-восстановительным работам. Проводимые работы по техническому обслу­живанию позволили продлить технический ресурс этих комплексов и обеспечить возможность их дальнейшей эксплуатации.

    В 2001 году на космодроме Плесецк Космическими войсками в кооперации с предприятиями промышленности начались работы по реконструкции стартового и технического комплексов для проведе­ния летных испытаний ракеты-носителя «Союз-2». Первый пуск РН «Союз-2» произведён с космодрома Плесецк в ноябре 2004 года.

    В настоящее время стартовые комплексы РН «Союз» обеспечи­вают выполнение возложенных на них задач по пуску ракет косми­ческого назначения в интересах обороны страны, выполнения соци­ально-экономических и научных задач. Многолетняя эксплуатация этих СК в сложнейших климатических условиях Казахстана и россий­ского Севера подтвердили их высокую надежность и значительный потенциал применения для запуска автоматических космических объектов, пилотируемых и транспортных кораблей. Простота конс­трукции, удобство обслуживания СК «Союз» и высокий профессио­нализм боевых расчетов Космических войск обеспечили выполне­ние большого объема программ космических исследований.


Описание комплекса

 

В состав стартового комплекса входят:

  • комплект технологического оборудования, обеспечивающий доставку ракеты на стартовую площадку, установку ее в стар­товую систему, наведение РН по азимуту, проведение пред­стартовых комплексных испытаний, заправку РН компонентами топлива и сжатыми газами, термостатирование космического аппарата и приборных отсеков РН, пуск ракеты;
  • сооружения для размещения оборудования;
  • комплект технических систем, создающих необходимые усло­вия для функционирования оборудования и жизнедеятельности обслуживающего персонала в сооружениях (вентиляция, осве­щение и т. п.);
  • системы дистанционного управления технологическими и обес­печивающими системами и комплекты контрольно-провероч­ного оборудования РН и КА.

 

     Стартовые сооружения со стартовой системой для РН «Союз» - это оригинальная, технически сложная конструкция, представляю­щая собой многоэтажное железобетонное здание, верхняя часть которого находится на уровне стартовой площадки, с широким проемом в центре, переходящим в односкатный глубокий газоход.

     На «балконе-козырьке» стартового сооружения расположена уникальная по своему конструктивному решению стартовая система, на подвижной круговой части которой закреплены четыре ажур­ные откидывающиеся опорные фермы. На них как бы «подвеши­вается» ракета-носитель.

     Шарнирное крепление опорных ферм позволяет сводить их в единое силовое кольцо до замыкания в верхней части. Кольцо удер­живается в замкнутом состоянии массой «висящей» ракеты. С нача­лом движения ракеты при старте нагрузка на силовое кольцо снима­ется, и опорные фермы под действием закрепленных в нижней части противовесов раскрываются, давая проход ракете.

     Такая схема - подвеска ракеты за опорные части, расположен­ные около центра ее тяжести, - дала возможность отказаться от усиления торцевой части РН при соединении боковых и централь­ного ее блоков в «пакет», что обязательно было бы необходимо при традиционном креплении ракеты в нижней торцевой части.

    На поворотной части стартовой системы также шарнирно уста­новлены две многоярусные фермы обслуживания с полукольце­выми площадками на различных уровнях. Сомкнутые вокруг ракеты площадки дают возможность специалистам проводить рабо­ты по всей высоте ракеты.

    Фермы обслуживания оснащены лифтами для доставки рабочего персонала, космонавтов, а также различных технических средств и материалов. Перед пуском фермы разводятся и опускаются в горизонтальное положение.

     На опорном кольце расположены также кабель-мачты, кото­рые служат для подвода и подключения к РН кабельных, напол­нительных, дренажных, пневматических и других коммуникаций. При старте кабель-мачты отсоединяются и откидываются под дейс­твием противовесов.

     Во внутренних помещениях стартового сооружения находится ряд систем, обеспечивающих подготовку и запуск ракеты-носителя, в том числе стационарные системы заправки компонентами топлива, термостатирования, дистанционного управления, обеспе­чения сжатыми газами, средства пожарозащиты и газового конт­роля. В нише стартового сооружения установлена выдвигающаяся над газоходом кабина обслуживания с многоярусными площадками для обслуживания нижней части ракеты.


Технический комплекс

 

Технический комплекс (ТК) подготовки РН «Союз» введен в эксплуатацию в 1961 году.

В последующие годы на его базе путем дооснащения дополнительным технологическим оборудованием создан унифицированный технический комплекс (УНТК) подготовки РН «Союз-У», «Молния-М» и «Союз-2».

 

В состав УНТК РН входят следующие группы оборудования:

  • ТК подготовки РН «Союз-У», «Молния-М» и «Союз-2»;
  • комплект проверочного оборудования, предназначенный для проведения автономных и комплексных испытаний РН в целом и ее составных частей;
  • комплект монтажно-технологического оборудования;
  • унифицированный комплект механо-технологического обору­дования для сборки РН;
  • система наземного электроснабжения спецтоками;
  • система снабжения сжатыми газами;
  • технологическая система пожаротушения для защиты условно опасных зон;
  • система контроля содержания кислорода в воздухе рабочих зон.

 

В состав технического комплекса разгонного блока входят следу­ющие группы оборудования:

  • комплект монтажно-технологического оборудования, предназна­ченный для установки РБ «Фрегат» в стенд комплексных испы­таний и сборки космической головной части (КГЧ);
  • комплект оборудования для проверки РБ «Фрегат» на герме­тичность;
  • комплект оборудования для термостатирования РБ «Фрегат»;
  • комплект проверочного оборудования для электроиспытаний РБ «Фрегат».