«Зеніт-2» — українська (радянська) ракета космічного призначення середнього класу сімейства Зеніт. Генеральний конструктор — В. Ф. Уткін. Головний розробник — (Дніпро), виробляється на дніпровському заводі ВО «Південмаш». Індекс ГРАУ — 11К77.
![]() | ||||
Призначення | Ракета космічного призначення | |||
---|---|---|---|---|
Виробник | ![]() | |||
Країна | | |||
Розміри | ||||
Висота | 57,0 м | |||
Діаметр | 3,9 м | |||
Маса | 460 000 кг | |||
Ступенів | 2 | |||
Вантаж | ||||
Вантаж на LEO | 14 000 кг | |||
Споріднені ракети | ||||
Історія запусків | ||||
Космодроми | СМ №45, Байконур | |||
Всього запусків | 37 | |||
Невдалих | 5 | |||
Перший ступінь | ||||
Двигуни | 1 РД-171 | |||
Тяга | 806,2 тс кН | |||
Питомий імпульс | 318 секунд с | |||
Тривалість горіння | 150 секунд с | |||
Паливо | Гас/О2 | |||
Другий ступінь | ||||
Двигуни | 1 РД-120 | |||
Тяга | 93 тс кН | |||
Питомий імпульс | 350 секунд с | |||
Тривалість горіння | 190 секунд с | |||
Паливо | Гас/О2 |
Перший успішний пуск ракети-носія «Зеніт-2» без корисного навантаження був здійснений 21 червня 1985 з космодрому Байконур. Перша ступінь «Зеніту» оснащена киснево-гасовим двигуном РД-171. Прототипом для неї послужила перший ступінь ракети-носія «РН Енергія».
Ракета-носій «Зеніт-2», що входить до складу космічного ракетного комплексу (КРК) «Зеніт», являє собою двоступеневу ракету на нетоксичних компонентах палива рідкий кисень і гас РГ-1, призначену для запусків космічних апаратів (КА) на низькі кругові (до 1500 км) і еліптичні навколоземні орбіти різного способу. Спочатку вона розроблялася як засіб виведення для швидкого розгортання і заповнення угруповань КА різного призначення, а також пілотованих космічних кораблів Заря.
Перший пуск РН «Зеніт-2» відбувся 13 квітня 1985 року. Всього здійснено 37 пусків РН, з них 32 успішних. Крім того, допрацьовані блоки її першого ступеня використовувалися як бічні блоки ракети-носія «Енергія» і успішно відпрацювали при двох її пусках (всього 8 ракетних блоків).
РН «Зеніт-2» періодично використовувався для запусків КА з державних замовлень України та Російської Федерації. Останній пуск ракети в перехідній модифікації Зеніт-2SLБ з Байконуру відбувся 29 червня 2007 року. На цьому експлуатація класичного Зеніту-2 була припинена. Зеніт-3SL та похідні модифікації продовжили використовуватися до 26 грудня 2017, коли з Байконуру був запущений ангольський супутник Ангосат-1. Це був останній запуск ракети сімейства "Зеніт".
Енергетичні можливості
Максимальна маса космічного апарату, що виводиться ракетою «Зеніт-2» на навколоземну орбіту висотою 200 км з території Казахстану, становить 13,8 т. При пусках з районів, розташованих у приекваторіальній зоні, можливо виведення космічних апаратів масою до 15,7 т.
Маса космічного апарату, що виводився б «Зенітом-3» на геостаціонарну орбіту з Байконура, становить близько 1 т; маса, що виводиться в будь-яку точку геостаціонарної орбіти з районів приекваторіальної зони, становить 2 т, на перехідну до геостаціонарної орбіти — 4,5 т і 3 т на відльотні траєкторії.
Модифікації
- «Зеніт-3SL» розроблена на базі ракети-носія Зеніт-2 і космічного розгінного блоку ДМ-SLБ. Модернізація виконана для можливості використання в рамках програми «Морський старт». РН і РБ отримали відповідно позначення Зеніт-2S і ДМ-SLБ.
- «Зеніт-3SLБ» — модифікація ракети космічного призначення «Зеніт-3SL», до складу якої входять модифіковані ракета-носій «Зеніт-2SLБ» і розгінний блок ДМ-SLБ. Призначена для запуску з космодрому «Байконур» (Проект «Наземний старт»). Перший пуск (КА «Amos 3») відбувся 28 квітня 2008 року.
Перехідна модифікація — «Зеніт-2М», здійснила політ з «Байконура» 29 червня 2007. Від попередньої версії її відрізняє повністю цифрова система управління на базі нової бортової ЕОМ «Бісер-3» та збільшена маса виведеного корисного вантажу.
- «Зеніт-2SLБ» — ракета космічного призначення, яка входить в сімейство ракет Зеніт-2, що використовують нетоксичні компоненти палива (рідкий кисень і гас РГ-1). Вона розроблена в рамках програми «Наземний старт» для запусків космічних апаратів з космодрому Байконур на низькі і середні кругові й еліптичні навколоземні орбіти.
- «Зеніт-3SLBФ» — результат роботи з подальшої модернізації ракети космічного призначення сімейства «Зеніт-2». Особливість компонування полягає в оснащенні її новим розгінним блоком Фрегат-СБ та новим обтікачем розробки НВО ім. С. А. Лавочкіна.
Головний обтікач довжиною 10400 мм і діаметром 4100 мм розробки НВО ім. С. А. Лавочкіна виготовлений з (композитних матеріалів) дозволяє розширити номенклатуру корисних навантажень та підвищує енергетичні можливості РКП.
Історія створення
Думка про заміну морально застарілої ракети Р-7 на початку 1970-х років витала не тільки у верхніх колах ракетного спрямування, а й серед розробників космічних систем. Уявлялося, що новий розроблений носій повинен придбати і ряд якісно нових якостей. За прикладом бойових ракет і на досвіді їх розробки вважалося за доцільне довести готовність до пуску до можливості застосування цієї ракети як рятівника на орбіті. Надійність, автоматизація передпускових перевірок і пуску, точність виведення на орбіту і багато інших якостей визрівали в ногу з часом. Розробили проект кисневої машини.
Перший етап проектування
Вихідні положення цього проекту ґрунтувалися тепер на використанні технології, обладнання, експериментальної бази й досвіду, накопиченого при виробництві ракет бойового класу. Ракета будувалася за блочним принципом. Зберегли триметровим діаметр корпусу блоків ракети. Два блоки першого ступеня утворили собі ногу. Одні називали цю конструкцію «двостволкою», інші — «камбалою». Плоска ракета, зберігала основні виробничі лінії Південмашу. Стартова маса ракети близько 450 т, виведений на низьку орбіту вантаж близько 12 т.
Кисневі двигуни , першого і другого ступенів ракети-носія 11К77 були розроблені НВО "Енергомаш" відповідно до рішення Науково-технічної ради Міністерства загального машинобудування від 3 вересня 1974 Двигун А складався з трьох однокамерних двигунів РД-124А. Однокамерні двигун для другого ступеня уніфікований з двигуном . Двигуни 4 і 125 планувалися для модульної ракети типу розробки ДКБ-1. Двигуни і використовували як пальне паливо РГ-1. Розроблялися за схемою з допалюванням окислювального газу, з бустерні насосами на вході у вузли підвода компонентів до основних насосів. Рівень параметрів, що забезпечуються двигунами при роботі в номінальному режимі, характеризувався тиском в камері згоряння 225 атмосфер, тягою на Землі 337 (3х112, 5) т при питомій імпульсі 302,4 с, сумарною тягою в порожнечі 379,5 т при 340 з питомої імпульсу. Тяга двигуна в порожнечі 130,2 т при питомій імпульсі 350 с.
Двигунна установка
Двигуни розроблялися з умовою забезпечення підвищеної надійності, при цьому вони повинні були дозволити багаторазове використання першого ступеня носія. У забезпечення цієї вимоги і на додаток до програми доведення двигунів створювалася система діагностики стану двигуна. Забезпечення високого значення питомої імпульсу тяги для даного палива, при обмежених габаритах і масі двигуна, можливо було лише при високому значенні тиску в камері згоряння та відсутності втрат питомого імпульсу тяги, пов'язаних з приводом турбонасосного агрегату. Тому для двигуна була обрана схема з допалюванням продуктів окисної газогенерації, відпрацьованих на турбіні, в камері згоряння.
В умовах багаторазового запуску найбільш прийнятним вважалося хімічне запалювання. Переваги хімічної системи запалювання — у високій надійності займання основних компонентів палива. Як пускове пальне був обраний триетилбор.
Конструкція
Ракета-носій 11К77 — двоступеневий носій зі стартовою масою 460—466 т. На першій ступені двигун РД-170, на другій — однокамерний двигун РД-120 (працює на паливній парі кисень+гас) з тягою в порожнечі 84 т. Ракета призначалася для виведення автоматичних космічних апаратів. Крім того, передбачалася можливість запуску пілотованих кораблів.
Залежно від розв'язуваних завдань ракета-носій проектувалася у двоступеневій і триступеневій варіаціях. Пізніше ракети цих варіантів дістали найменування «Зеніт-2» і «Зеніт-3», за американською індексацією — СЛ-16 (SL-16).
Ракета-носій виконана за класичною схемою тандемною з поперечним поділом ступенів.
Остаточний варіант ракети 11К77 був розроблений в обсязі ескізного проекту в грудні 1975 р. Постанова уряду про подальшу розробку цієї ракети була прийнята 16 березня 1976. Ця постанова передбачала розробку ракети таким чином, щоб перша ступінь могла бути використана як стартові блоки ракети Енергії.
Система керування
Керування у польоті на ділянці роботи двигунів першого ступеня здійснюється шляхом повороту камер згоряння двигуна РД-170 в тангенціальній площині за допомогою системи гідроприводів. На ділянці роботи двигунів другого ступеня керування здійснюється за допомогою кермувальних чотирикамерних двигунів з поворотними камерами згоряння. Сумарна тяга кермувальних двигунів 8 т.
Льотні випробування
Льотні випробування почалися в 1985 р. Перший пуск ракети був призначений до завершення передстартових перевірок на 12 квітня. Відбулися дві спроби пуску, які закінчилися відбоєм в . Причини відбою були встановлені — вони не пов'язані з бортовими системами. Відбій давала «земля». Пуск перенесли на 13 квітня. 13 квітня пуск — аварійний: відмовила система керування витратою палива. Другий пуск — в червні цього ж року. У результаті відхилень у роботі кермувальних двигунів другого ступеня стався вибух у кінці активної ділянки. Тільки в жовтні був запущений перший супутник — .
Наступні пуски йшли задовільно. Були виведені на орбіту супутники з серії «Космос» — , , , , , , , , , , , , , .
У 1988 р., в грудні, комплекс «Зеніт» з апаратом був прийнятий на озброєння.
Експлуатація
До жовтня 1990 було проведено 14 успішних запусків ракети 11К77 за програмою льотних випробувань комплексу, два запуски у складі ракети-носія «Енергія» як модулі першого ступеня — всього 8 модулів. Разом 22 ступені з двигуном РД-170 у польоті без істотних зауважень. Надійність системи в принципі підтверджена.
Але 4 жовтня 1990 р. при плановому запуску з космодрому Байконур (майданчик 45) ракети-носія «Зеніт» на третій секунді польоту стався вибух двигуна першого ступеня. Ракета впала на пускову установку і вибухнула. Стартова пускова установка була серйозно пошкоджена.
Причину невдалого п'ятнадцятого запуску досліджувала авторитетна міжвідомча комісія, через кілька місяців роботи прийшла до висновку, що відмова двигуна сталася внаслідок руйнування вузла гойдання газового тракту другої камери. Найімовірнішою причиною загоряння стало попадання у внутрішню порожнину вузла гойдання ініціатора загоряння у вигляді речовини органічного походження з концентрованим виділенням тепла при згорянні більше 30 кілоджоулів. Попадання могло статися в процесі робіт з двигуном після вогневих контрольно-технологічних випробувань на стенді. Був рекомендований і реалізований комплекс організаційних і технічних заходів.
Шістнадцятий пуск 27 липня 1991 не відбувся через незапуск двигуна першого ступеня, в результаті за кілька секунд до старту система управління припинила набір готовностей і повернулася в початковий стан. Місячний розбір привів до рішення повернути цей екземпляр ракети на завод-виробник — в НВО «Південне».
Сімнадцятий пуск був призначений на 30 серпня. Пуск відбувся. Перший ступінь відпрацював свій запрограмований польотний час. Однак на етапі запуску двигуна другого ступеня РД-120 стався вибух. Аварія призвела до втрати супутника військово-технічного призначення. Робота фахівців у комісії привела до практично того ж висновку про чистоту трактів окислювача, але вже іншого двигуна.
Ракета-носій «Зеніт» використовувалася для запусків космічних апаратів тільки радіотехнічної розвідки в основному на кругові орбіти висотою 850 км з нахилом в 71 кутових градусів. У перспективі планувалося замінити «Зенітом» носії «Союз», при запуску супутників на низькі орбіти, і «Циклон», при запусках на більш високі орбіти.
Почалося будівництво стартового комплексу «Зеніт» у Плесецьку, з метою здійснення виведення космічних апаратів на приполярні орбіти. Однак згодом будівництво заморозили і будівництво продовжили вже для ракети «Ангара».
У таблиці наведено заплановані пуски ракети-носія сімейства «Зеніт» (сірим кольором виділені комерційні пуски, здійснювані за контрактами НС):
Список запланованих запусків РН сімейства «Зеніт» | ||||||||
---|---|---|---|---|---|---|---|---|
№ | Модифікація РКП «Зеніт» | Дата (UTC) | Корисне навантаження | РБ | Призначення | Платформа | Оператор | Примітка |
01 | Зеніт-3SLBФ — Байконур 45/1 | Дата невідома | ![]() | Фрегат-СБ | Супутник зв'язку | Експрес | Укркосмос | Перший український геостаціонарний телекомунікаційний супутник. Призначений для формування Національної системи супутникового зв'язку України. |
Перспективи
Аналізувалися варіанти підвищення енергетичних характеристик цієї ракети. За приблизними оцінками, приріст маси корисного вантажу становить 0,4 — 0,5 % на один відсоток збільшення тяги двигуна першого ступеня.
Це означає, що збільшення маси корисного вантажу на одну тонну вимагає збільшення тяги приблизно на 20 %, що потребує суттєвої переробки двигуна. Реально можливий приріст маси — близько 350 кг — був за рахунок збільшення тяги двигуна на 5 %.
Одночасно збільшується швидкісний тиск. Збільшення заправки паливних баків першого ступеня дає приріст маси корисного вантажу до однієї тонни, при перезаправленні на 10 %. За цієї схемою ракети, маса палива першого ступеня становить 318 т, другого — 80,8 т. Більш високий приріст маси корисного вантажу можливий при переході на водневий другий ступінь для виведення великих мас на геостаціонарну орбіту, або при застосуванні водневого третього ступеня.
Природно виникло прагнення збільшення закидуваного на орбіту вантажу за рахунок переміщення точки старту ближче до екватора, на плавучі засоби або на інші континенти.
Велись перемовини про будівництво стартового майданчика в Австралії, однак ідея зазнала . І таким чином був даний старт ще більш грандіозному та амбіційному проекту — «Морський старт».
У 2012 році розпочато роботи по наступних напрямках модернізації ракети космічного призначення «Зеніт-3SL»:
- Підвищення енергомасових характеристик ракет космічного призначення за рахунок оптимізації конструкції блоку корисного навантаження, застосування у складі носія розгінного блоку, що представляє модернізований варіант розгінного блоку ДМ-SLБ, оптимізації існуючого приладового складу блоку корисного вантажу, ракети-носія і розгінного блоку;
- Збільшення габаритів зони корисного навантаження за рахунок збільшення довжини існуючого головного обтікача, а також застосування інших головних обтічників збільшеного діаметра і довжини.
- Адаптація носія для виведення «малих» космічних апаратів. У цьому напрямі ведуться роботи по створенню можливості виконання з «Морського старту» подвійних і кластерних запусків через розробку спеціальних систем кріплення і поділу супутників.
5 грудня 2012 року стало відомо, що Казахстан відмовляється від ідеї побудови для ракети космічного призначення «Ангара» і серйозно проробляє можливість використання іншої ракети. Такою ракетою як раз може бути Зеніт-2. Оскільки він повністю відповідає вимогам казахів. Так потенційно «Байтерек» отримає свій «особистий» старт при готовій інфраструктурі майданчика № 45. Якщо сторони домовляться про відновлення правого старту на майданчику № 45, то у такому випадку розв'яжеться напружена ситуація навколо єдиного стартового майданчика Зеніту-2, що склалася між «Наземним стартом», ФКП Росії та казахськими інтересами.
22 березня 2013 року президент, генеральний конструктор РКК Енергія Віталій Лопота заявив, що перший випробувальний запуск пілотованого транспортного корабля нового покоління буде проведений з використанням ракети «Зеніт» з космодрому Байконур.
Інциденти та аварії
Примітки
- RUSSIAN LAUNCH MANIFEST (англ.). Small World Communications. 10 квітня 2013. Архів оригіналу за 2 березня 2012. Процитовано 16 квітня 2013.
- . Форум журнала «Новости космонавтики». Архів оригіналу за 8 вересня 2018. Процитовано 10 вересня 2013.
- . Архів оригіналу за 8 грудня 2012. Процитовано 6 грудня 2012.
{{}}
: Обслуговування CS1: Сторінки з текстом «archived copy» як значення параметру title () - . Архів оригіналу за 9 серпня 2014. Процитовано 24 березня 2013.
{{}}
: Обслуговування CS1: Сторінки з текстом «archived copy» як значення параметру title ()
Джерела
- КБ «Південне» [ 6 березня 2016 у Wayback Machine.]
Вікіпедія, Українська, Україна, книга, книги, бібліотека, стаття, читати, завантажити, безкоштовно, безкоштовно завантажити, mp3, відео, mp4, 3gp, jpg, jpeg, gif, png, малюнок, музика, пісня, фільм, книга, гра, ігри, мобільний, телефон, android, ios, apple, мобільний телефон, samsung, iphone, xiomi, xiaomi, redmi, honor, oppo, nokia, sonya, mi, ПК, web, Інтернет
U Vikipediyi ye statti pro inshi znachennya cogo termina Zenit znachennya Zenit 2 ukrayinska radyanska raketa kosmichnogo priznachennya serednogo klasu simejstva Zenit Generalnij konstruktor V F Utkin Golovnij rozrobnik KB Pivdenne Dnipro viroblyayetsya na dniprovskomu zavodi VO Pivdenmash Indeks GRAU 11K77 Zenit 2 Priznachennya Raketa kosmichnogo priznachennyaVirobnik Pivdennij mashinobudivnij zavodKrayina Ukrayina SRSRRozmiri Visota 57 0 mDiametr 3 9 mMasa 460 000 kgStupeniv 2 Vantazh Vantazh na LEO 14 000 kg Sporidneni raketi Istoriya zapuskiv Kosmodromi SM 45 BajkonurVsogo zapuskiv 37Nevdalih 5Pershij stupin Dviguni 1 RD 171 Tyaga 806 2 ts kN Pitomij impuls 318 sekund s Trivalist gorinnya 150 sekund s Palivo Gas O2 Drugij stupin Dviguni 1 RD 120 Tyaga 93 ts kN Pitomij impuls 350 sekund s Trivalist gorinnya 190 sekund s Palivo Gas O2 Pershij uspishnij pusk raketi nosiya Zenit 2 bez korisnogo navantazhennya buv zdijsnenij 21 chervnya 1985 z kosmodromu Bajkonur Persha stupin Zenitu osnashena kisnevo gasovim dvigunom RD 171 Prototipom dlya neyi posluzhila pershij stupin raketi nosiya RN Energiya Raketa nosij Zenit 2 sho vhodit do skladu kosmichnogo raketnogo kompleksu KRK Zenit yavlyaye soboyu dvostupenevu raketu na netoksichnih komponentah paliva ridkij kisen i gas RG 1 priznachenu dlya zapuskiv kosmichnih aparativ KA na nizki krugovi do 1500 km i eliptichni navkolozemni orbiti riznogo sposobu Spochatku vona rozroblyalasya yak zasib vivedennya dlya shvidkogo rozgortannya i zapovnennya ugrupovan KA riznogo priznachennya a takozh pilotovanih kosmichnih korabliv Zarya Pershij pusk RN Zenit 2 vidbuvsya 13 kvitnya 1985 roku Vsogo zdijsneno 37 puskiv RN z nih 32 uspishnih Krim togo dopracovani bloki yiyi pershogo stupenya vikoristovuvalisya yak bichni bloki raketi nosiya Energiya i uspishno vidpracyuvali pri dvoh yiyi puskah vsogo 8 raketnih blokiv RN Zenit 2 periodichno vikoristovuvavsya dlya zapuskiv KA z derzhavnih zamovlen Ukrayini ta Rosijskoyi Federaciyi Ostannij pusk raketi v perehidnij modifikaciyi Zenit 2SLB z Bajkonuru vidbuvsya 29 chervnya 2007 roku Na comu ekspluataciya klasichnogo Zenitu 2 bula pripinena Zenit 3SL ta pohidni modifikaciyi prodovzhili vikoristovuvatisya do 26 grudnya 2017 koli z Bajkonuru buv zapushenij angolskij suputnik Angosat 1 Ce buv ostannij zapusk raketi simejstva Zenit Energetichni mozhlivostiMaksimalna masa kosmichnogo aparatu sho vivoditsya raketoyu Zenit 2 na navkolozemnu orbitu visotoyu 200 km z teritoriyi Kazahstanu stanovit 13 8 t Pri puskah z rajoniv roztashovanih u priekvatorialnij zoni mozhlivo vivedennya kosmichnih aparativ masoyu do 15 7 t Masa kosmichnogo aparatu sho vivodivsya b Zenitom 3 na geostacionarnu orbitu z Bajkonura stanovit blizko 1 t masa sho vivoditsya v bud yaku tochku geostacionarnoyi orbiti z rajoniv priekvatorialnoyi zoni stanovit 2 t na perehidnu do geostacionarnoyi orbiti 4 5 t i 3 t na vidlotni trayektoriyi Modifikaciyi Zenit 3SL rozroblena na bazi raketi nosiya Zenit 2 i kosmichnogo rozginnogo bloku DM SLB Modernizaciya vikonana dlya mozhlivosti vikoristannya v ramkah programi Morskij start RN i RB otrimali vidpovidno poznachennya Zenit 2S i DM SLB Zenit 3SLB modifikaciya raketi kosmichnogo priznachennya Zenit 3SL do skladu yakoyi vhodyat modifikovani raketa nosij Zenit 2SLB i rozginnij blok DM SLB Priznachena dlya zapusku z kosmodromu Bajkonur Proekt Nazemnij start Pershij pusk KA Amos 3 vidbuvsya 28 kvitnya 2008 roku Perehidna modifikaciya Zenit 2M zdijsnila polit z Bajkonura 29 chervnya 2007 Vid poperednoyi versiyi yiyi vidriznyaye povnistyu cifrova sistema upravlinnya na bazi novoyi bortovoyi EOM Biser 3 ta zbilshena masa vivedenogo korisnogo vantazhu Zenit 2SLB raketa kosmichnogo priznachennya yaka vhodit v simejstvo raket Zenit 2 sho vikoristovuyut netoksichni komponenti paliva ridkij kisen i gas RG 1 Vona rozroblena v ramkah programi Nazemnij start dlya zapuskiv kosmichnih aparativ z kosmodromu Bajkonur na nizki i seredni krugovi j eliptichni navkolozemni orbiti Zenit 3SLBF rezultat roboti z podalshoyi modernizaciyi raketi kosmichnogo priznachennya simejstva Zenit 2 Osoblivist komponuvannya polyagaye v osnashenni yiyi novim rozginnim blokom Fregat SB ta novim obtikachem rozrobki NVO im S A Lavochkina Golovnij obtikach dovzhinoyu 10400 mm i diametrom 4100 mm rozrobki NVO im S A Lavochkina vigotovlenij z kompozitnih materialiv dozvolyaye rozshiriti nomenklaturu korisnih navantazhen ta pidvishuye energetichni mozhlivosti RKP Istoriya stvorennyaDumka pro zaminu moralno zastariloyi raketi R 7 na pochatku 1970 h rokiv vitala ne tilki u verhnih kolah raketnogo spryamuvannya a j sered rozrobnikiv kosmichnih sistem Uyavlyalosya sho novij rozroblenij nosij povinen pridbati i ryad yakisno novih yakostej Za prikladom bojovih raket i na dosvidi yih rozrobki vvazhalosya za docilne dovesti gotovnist do pusku do mozhlivosti zastosuvannya ciyeyi raketi yak ryativnika na orbiti Nadijnist avtomatizaciya peredpuskovih perevirok i pusku tochnist vivedennya na orbitu i bagato inshih yakostej vizrivali v nogu z chasom Rozrobili proekt kisnevoyi mashini Pershij etap proektuvannya Vihidni polozhennya cogo proektu gruntuvalisya teper na vikoristanni tehnologiyi obladnannya eksperimentalnoyi bazi j dosvidu nakopichenogo pri virobnictvi raket bojovogo klasu Raketa buduvalasya za blochnim principom Zberegli trimetrovim diametr korpusu blokiv raketi Dva bloki pershogo stupenya utvorili sobi nogu Odni nazivali cyu konstrukciyu dvostvolkoyu inshi kambaloyu Ploska raketa zberigala osnovni virobnichi liniyi Pivdenmashu Startova masa raketi blizko 450 t vivedenij na nizku orbitu vantazh blizko 12 t Kisnevi dviguni pershogo i drugogo stupeniv raketi nosiya 11K77 buli rozrobleni NVO Energomash vidpovidno do rishennya Naukovo tehnichnoyi radi Ministerstva zagalnogo mashinobuduvannya vid 3 veresnya 1974 Dvigun A skladavsya z troh odnokamernih dviguniv RD 124A Odnokamerni dvigun dlya drugogo stupenya unifikovanij z dvigunom Dviguni 4 i 125 planuvalisya dlya modulnoyi raketi tipu rozrobki DKB 1 Dviguni i vikoristovuvali yak palne palivo RG 1 Rozroblyalisya za shemoyu z dopalyuvannyam okislyuvalnogo gazu z busterni nasosami na vhodi u vuzli pidvoda komponentiv do osnovnih nasosiv Riven parametriv sho zabezpechuyutsya dvigunami pri roboti v nominalnomu rezhimi harakterizuvavsya tiskom v kameri zgoryannya 225 atmosfer tyagoyu na Zemli 337 3h112 5 t pri pitomij impulsi 302 4 s sumarnoyu tyagoyu v porozhnechi 379 5 t pri 340 z pitomoyi impulsu Tyaga dviguna v porozhnechi 130 2 t pri pitomij impulsi 350 s Dvigunna ustanovka Dviguni rozroblyalisya z umovoyu zabezpechennya pidvishenoyi nadijnosti pri comu voni povinni buli dozvoliti bagatorazove vikoristannya pershogo stupenya nosiya U zabezpechennya ciyeyi vimogi i na dodatok do programi dovedennya dviguniv stvoryuvalasya sistema diagnostiki stanu dviguna Zabezpechennya visokogo znachennya pitomoyi impulsu tyagi dlya danogo paliva pri obmezhenih gabaritah i masi dviguna mozhlivo bulo lishe pri visokomu znachenni tisku v kameri zgoryannya ta vidsutnosti vtrat pitomogo impulsu tyagi pov yazanih z privodom turbonasosnogo agregatu Tomu dlya dviguna bula obrana shema z dopalyuvannyam produktiv okisnoyi gazogeneraciyi vidpracovanih na turbini v kameri zgoryannya V umovah bagatorazovogo zapusku najbilsh prijnyatnim vvazhalosya himichne zapalyuvannya Perevagi himichnoyi sistemi zapalyuvannya u visokij nadijnosti zajmannya osnovnih komponentiv paliva Yak puskove palne buv obranij trietilbor KonstrukciyaRaketa nosij 11K77 dvostupenevij nosij zi startovoyu masoyu 460 466 t Na pershij stupeni dvigun RD 170 na drugij odnokamernij dvigun RD 120 pracyuye na palivnij pari kisen gas z tyagoyu v porozhnechi 84 t Raketa priznachalasya dlya vivedennya avtomatichnih kosmichnih aparativ Krim togo peredbachalasya mozhlivist zapusku pilotovanih korabliv Zalezhno vid rozv yazuvanih zavdan raketa nosij proektuvalasya u dvostupenevij i tristupenevij variaciyah Piznishe raketi cih variantiv distali najmenuvannya Zenit 2 i Zenit 3 za amerikanskoyu indeksaciyeyu SL 16 SL 16 Raketa nosij vikonana za klasichnoyu shemoyu tandemnoyu z poperechnim podilom stupeniv Ostatochnij variant raketi 11K77 buv rozroblenij v obsyazi eskiznogo proektu v grudni 1975 r Postanova uryadu pro podalshu rozrobku ciyeyi raketi bula prijnyata 16 bereznya 1976 Cya postanova peredbachala rozrobku raketi takim chinom shob persha stupin mogla buti vikoristana yak startovi bloki raketi Energiyi Sistema keruvannya Keruvannya u poloti na dilyanci roboti dviguniv pershogo stupenya zdijsnyuyetsya shlyahom povorotu kamer zgoryannya dviguna RD 170 v tangencialnij ploshini za dopomogoyu sistemi gidroprivodiv Na dilyanci roboti dviguniv drugogo stupenya keruvannya zdijsnyuyetsya za dopomogoyu kermuvalnih chotirikamernih dviguniv z povorotnimi kamerami zgoryannya Sumarna tyaga kermuvalnih dviguniv 8 t Lotni viprobuvannyaLotni viprobuvannya pochalisya v 1985 r Pershij pusk raketi buv priznachenij do zavershennya peredstartovih perevirok na 12 kvitnya Vidbulisya dvi sprobi pusku yaki zakinchilisya vidboyem v Prichini vidboyu buli vstanovleni voni ne pov yazani z bortovimi sistemami Vidbij davala zemlya Pusk perenesli na 13 kvitnya 13 kvitnya pusk avarijnij vidmovila sistema keruvannya vitratoyu paliva Drugij pusk v chervni cogo zh roku U rezultati vidhilen u roboti kermuvalnih dviguniv drugogo stupenya stavsya vibuh u kinci aktivnoyi dilyanki Tilki v zhovtni buv zapushenij pershij suputnik Nastupni puski jshli zadovilno Buli vivedeni na orbitu suputniki z seriyi Kosmos U 1988 r v grudni kompleks Zenit z aparatom buv prijnyatij na ozbroyennya EkspluataciyaDokladnishe Do zhovtnya 1990 bulo provedeno 14 uspishnih zapuskiv raketi 11K77 za programoyu lotnih viprobuvan kompleksu dva zapuski u skladi raketi nosiya Energiya yak moduli pershogo stupenya vsogo 8 moduliv Razom 22 stupeni z dvigunom RD 170 u poloti bez istotnih zauvazhen Nadijnist sistemi v principi pidtverdzhena Ale 4 zhovtnya 1990 r pri planovomu zapusku z kosmodromu Bajkonur majdanchik 45 raketi nosiya Zenit na tretij sekundi polotu stavsya vibuh dviguna pershogo stupenya Raketa vpala na puskovu ustanovku i vibuhnula Startova puskova ustanovka bula serjozno poshkodzhena Prichinu nevdalogo p yatnadcyatogo zapusku doslidzhuvala avtoritetna mizhvidomcha komisiya cherez kilka misyaciv roboti prijshla do visnovku sho vidmova dviguna stalasya vnaslidok rujnuvannya vuzla gojdannya gazovogo traktu drugoyi kameri Najimovirnishoyu prichinoyu zagoryannya stalo popadannya u vnutrishnyu porozhninu vuzla gojdannya iniciatora zagoryannya u viglyadi rechovini organichnogo pohodzhennya z koncentrovanim vidilennyam tepla pri zgoryanni bilshe 30 kilodzhouliv Popadannya moglo statisya v procesi robit z dvigunom pislya vognevih kontrolno tehnologichnih viprobuvan na stendi Buv rekomendovanij i realizovanij kompleks organizacijnih i tehnichnih zahodiv Shistnadcyatij pusk 27 lipnya 1991 ne vidbuvsya cherez nezapusk dviguna pershogo stupenya v rezultati za kilka sekund do startu sistema upravlinnya pripinila nabir gotovnostej i povernulasya v pochatkovij stan Misyachnij rozbir priviv do rishennya povernuti cej ekzemplyar raketi na zavod virobnik v NVO Pivdenne Simnadcyatij pusk buv priznachenij na 30 serpnya Pusk vidbuvsya Pershij stupin vidpracyuvav svij zaprogramovanij polotnij chas Odnak na etapi zapusku dviguna drugogo stupenya RD 120 stavsya vibuh Avariya prizvela do vtrati suputnika vijskovo tehnichnogo priznachennya Robota fahivciv u komisiyi privela do praktichno togo zh visnovku pro chistotu traktiv okislyuvacha ale vzhe inshogo dviguna Raketa nosij Zenit vikoristovuvalasya dlya zapuskiv kosmichnih aparativ tilki radiotehnichnoyi rozvidki v osnovnomu na krugovi orbiti visotoyu 850 km z nahilom v 71 kutovih gradusiv U perspektivi planuvalosya zaminiti Zenitom nosiyi Soyuz pri zapusku suputnikiv na nizki orbiti i Ciklon pri zapuskah na bilsh visoki orbiti Pochalosya budivnictvo startovogo kompleksu Zenit u Plesecku z metoyu zdijsnennya vivedennya kosmichnih aparativ na pripolyarni orbiti Odnak zgodom budivnictvo zamorozili i budivnictvo prodovzhili vzhe dlya raketi Angara U tablici navedeno zaplanovani puski raketi nosiya simejstva Zenit sirim kolorom vidileni komercijni puski zdijsnyuvani za kontraktami NS Spisok zaplanovanih zapuskiv RN simejstva Zenit Modifikaciya RKP Zenit Data UTC Korisne navantazhennya RB Priznachennya Platforma Operator Primitka 01 Zenit 3SLBF Bajkonur 45 1 Data nevidoma Libid Fregat SB Suputnik zv yazku Ekspres Ukrkosmos Pershij ukrayinskij geostacionarnij telekomunikacijnij suputnik Priznachenij dlya formuvannya Nacionalnoyi sistemi suputnikovogo zv yazku Ukrayini PerspektiviAnalizuvalisya varianti pidvishennya energetichnih harakteristik ciyeyi raketi Za pribliznimi ocinkami pririst masi korisnogo vantazhu stanovit 0 4 0 5 na odin vidsotok zbilshennya tyagi dviguna pershogo stupenya Ce oznachaye sho zbilshennya masi korisnogo vantazhu na odnu tonnu vimagaye zbilshennya tyagi priblizno na 20 sho potrebuye suttyevoyi pererobki dviguna Realno mozhlivij pririst masi blizko 350 kg buv za rahunok zbilshennya tyagi dviguna na 5 Odnochasno zbilshuyetsya shvidkisnij tisk Zbilshennya zapravki palivnih bakiv pershogo stupenya daye pririst masi korisnogo vantazhu do odniyeyi tonni pri perezapravlenni na 10 Za ciyeyi shemoyu raketi masa paliva pershogo stupenya stanovit 318 t drugogo 80 8 t Bilsh visokij pririst masi korisnogo vantazhu mozhlivij pri perehodi na vodnevij drugij stupin dlya vivedennya velikih mas na geostacionarnu orbitu abo pri zastosuvanni vodnevogo tretogo stupenya Prirodno viniklo pragnennya zbilshennya zakiduvanogo na orbitu vantazhu za rahunok peremishennya tochki startu blizhche do ekvatora na plavuchi zasobi abo na inshi kontinenti Velis peremovini pro budivnictvo startovogo majdanchika v Avstraliyi odnak ideya zaznala I takim chinom buv danij start she bilsh grandioznomu ta ambicijnomu proektu Morskij start U 2012 roci rozpochato roboti po nastupnih napryamkah modernizaciyi raketi kosmichnogo priznachennya Zenit 3SL Pidvishennya energomasovih harakteristik raket kosmichnogo priznachennya za rahunok optimizaciyi konstrukciyi bloku korisnogo navantazhennya zastosuvannya u skladi nosiya rozginnogo bloku sho predstavlyaye modernizovanij variant rozginnogo bloku DM SLB optimizaciyi isnuyuchogo priladovogo skladu bloku korisnogo vantazhu raketi nosiya i rozginnogo bloku Zbilshennya gabaritiv zoni korisnogo navantazhennya za rahunok zbilshennya dovzhini isnuyuchogo golovnogo obtikacha a takozh zastosuvannya inshih golovnih obtichnikiv zbilshenogo diametra i dovzhini Adaptaciya nosiya dlya vivedennya malih kosmichnih aparativ U comu napryami vedutsya roboti po stvorennyu mozhlivosti vikonannya z Morskogo startu podvijnih i klasternih zapuskiv cherez rozrobku specialnih sistem kriplennya i podilu suputnikiv 5 grudnya 2012 roku stalo vidomo sho Kazahstan vidmovlyayetsya vid ideyi pobudovi dlya raketi kosmichnogo priznachennya Angara i serjozno proroblyaye mozhlivist vikoristannya inshoyi raketi Takoyu raketoyu yak raz mozhe buti Zenit 2 Oskilki vin povnistyu vidpovidaye vimogam kazahiv Tak potencijno Bajterek otrimaye svij osobistij start pri gotovij infrastrukturi majdanchika 45 Yaksho storoni domovlyatsya pro vidnovlennya pravogo startu na majdanchiku 45 to u takomu vipadku rozv yazhetsya napruzhena situaciya navkolo yedinogo startovogo majdanchika Zenitu 2 sho sklalasya mizh Nazemnim startom FKP Rosiyi ta kazahskimi interesami 22 bereznya 2013 roku prezident generalnij konstruktor RKK Energiya Vitalij Lopota zayaviv sho pershij viprobuvalnij zapusk pilotovanogo transportnogo korablya novogo pokolinnya bude provedenij z vikoristannyam raketi Zenit z kosmodromu Bajkonur Incidenti ta avariyiPrimitkiRUSSIAN LAUNCH MANIFEST angl Small World Communications 10 kvitnya 2013 Arhiv originalu za 2 bereznya 2012 Procitovano 16 kvitnya 2013 Forum zhurnala Novosti kosmonavtiki Arhiv originalu za 8 veresnya 2018 Procitovano 10 veresnya 2013 Arhiv originalu za 8 grudnya 2012 Procitovano 6 grudnya 2012 a href wiki D0 A8 D0 B0 D0 B1 D0 BB D0 BE D0 BD Cite web title Shablon Cite web cite web a Obslugovuvannya CS1 Storinki z tekstom archived copy yak znachennya parametru title posilannya Arhiv originalu za 9 serpnya 2014 Procitovano 24 bereznya 2013 a href wiki D0 A8 D0 B0 D0 B1 D0 BB D0 BE D0 BD Cite web title Shablon Cite web cite web a Obslugovuvannya CS1 Storinki z tekstom archived copy yak znachennya parametru title posilannya DzherelaKB Pivdenne 6 bereznya 2016 u Wayback Machine