| RN 11A511 Sojuz | |
|---|---|
| | |
| Yleistä tietoa | |
| Maa | Neuvostoliitto |
| Perhe | R-7 |
| Indeksi | 11A511 |
| Tarkoitus | tehostin |
| Kehittäjä | OKB-1 , TsSKB-Progress |
| Valmistaja | TsSKB-Progress |
| Pääpiirteet | |
| Vaiheiden lukumäärä | 3 |
| Pituus (MS:n kanssa) | 49,012 m [1] (50,67 m [2] ) [comm. yksi] |
| Halkaisija | 10,303 m [3] |
| Kuiva paino | 33 750 t (hyötykuormalla) [3] |
| aloituspaino | 307 650 t [1] |
| Polttoaineen tyyppi | T1 + LOX |
| Polttoaineen paino | 273.900 t |
| Hyötykuorma | 7K-OK , 7K-T , 7K-TA |
| Hyötykuorman paino | |
| • LEO :ssa | ~ 7100 t |
| Ohjausjärjestelmä | yhdistetty, analoginen |
| Käynnistä historia | |
| Osavaltio | operaatio valmis |
| Käynnistyspaikat | Baikonur , kohteet nro 1 , nro 31 |
| Laukaisujen määrä | 32 [4] (31 [5] [kommentti 2] ) |
| • onnistunut | 30 [4] [5] |
| • epäonnistunut | 2 [4] (1 [5] ) |
| Ensimmäinen aloitus | 28. marraskuuta 1966 |
| Viimeinen lenkki | 14. lokakuuta 1976 |
| Vaihtoehdot | Sojuz-L , Sojuz-M , Sojuz-U |
| Ensimmäinen vaihe - sivulohkot "B", "C", "G", "D" | |
| Pituus | 19,825 m |
| Halkaisija | 2 680–3 820 m (enintään) |
| Kuiva paino | neljä ? 3 750 t |
| aloituspaino | neljä ? 43,325 t |
| Marssivat moottorit | 4 × 8D728 ( RD-107 ) |
| työntövoima | 83,5 tf (maan päällä ) (101,5 tf ( tyhjiössä )) |
| Spesifinen impulssi | 252 / 313 s |
| Työtunnit | 140 s |
| Polttoaine | T1 + LOX |
| Polttoaine | T1 |
| Hapettaja | LOX |
| Toinen vaihe on keskuslohko "A" | |
| Pituus | 28,465 m |
| Halkaisija | 2,950 m |
| Kuiva paino | 6 t |
| aloituspaino | 100,240 t |
| huoltomoottori | 8D727 ( RD-108 ) |
| työntövoima | 79,3 tf (maan päällä ) (99,3 tf ( tyhjiössä )) |
| Spesifinen impulssi | 252 / 315 s |
| Työtunnit | 320 s |
| Polttoaine | T1 + LOX |
| Polttoaine | T1 |
| Hapettaja | LOX |
| Kolmas vaihe - lohko "I" | |
| Pituus | 6,745 m |
| Halkaisija | 2,660 m |
| Kuiva paino | 2 710 t |
| aloituspaino | 25.450 t |
| huoltomoottori | 11D55 ( RD-0110 ) |
| työntövoima | (30,38 tf ( tyhjiössä )) |
| Spesifinen impulssi | 326 s |
| Työtunnit | 240 s |
| Polttoaine | T1 + LOX |
| Polttoaine | T1 |
| Hapettaja | LOX |
| Neljäs vaihe - pääyksikkö kaukosäätimellä SAS | |
| Pituus | 12,913 m |
| Halkaisija | 3000 m |
| aloituspaino | 8,510 t |
| huoltomoottori | turbotuuletin |
| Työtunnit | 161 s |
| Mediatiedostot Wikimedia Commonsissa | |
"Sojuz" (indeksi URV Strategic Missile Forces [comm. 3] - 11A511 ) on Neuvostoliiton kolmivaiheinen kantoraketti (RN), joka kuuluu keskiluokkaan R-7- perheeseen ja joka on suunniteltu laukaisemaan Sojuz - tyyppisiä miehitettyjä avaruusaluksia Maan pyöreä kiertorata , jonka kiertoradan kaltevuus on jatkuva, ja Kosmos - sarjan automaattinen avaruusalus .
Se kehitettiin ja valmistettiin OKB-1 :n (nykyisin TsSKB-Progress ) Kuibyshev Branchissa nro 3 Dmitri Iljitš Kozlovin ja Sergei Pavlovich Korolevin johdolla R-7A- ja Voskhod - kantoraketeissa .
Sojuz-kantoraketilla laukaistiin kaikki Sojuz 7K-OK , ensimmäiset 11 Sojuz 7K-T -avaruusalusta sekä ensimmäinen Sojuz 7K-TA ( Salyut-3 -kiertorataasemaa varten ). Yhteensä 32 laukaisua tehtiin vuosina 1966-1976, joista 30 onnistui .
Kantoraketin perusteella kehitettiin kolme muunnelmaa: " Sojuz-L " - N1-LZ- raketin ja avaruuskompleksin kuun hytin testaamiseen ; " Sojuz-M " - Zenit-4MT- tyyppisten erityisten tiedustelusatelliittien laukaisemiseksi maapallon kiertoradalle ; ja myöhemmin " Sojuz-U " - avaruusalusten, kuten " Sojuz " ja " Progress ", sekä useiden sarjan avaruusalusten laukaisemiseen: " Cosmos ", " Resource-F ", " Photon ", " Bion " Maan kiertoradalle ja useille vieraille laitteille. Myöhemmin luotiin uudempia modifikaatioita sekä Sojuz-2-rakettien perhe , joita käytetään edelleen laajalti (2020) .
1. lokakuuta 2001 Juri Gagarinin avaruuteenlennon ja Samarassa vuodesta 1958 lähtien valmistetun R-7- raketin vuosipäivän kunniaksi Muistomerkki Kosmisen Samaran museon Sojuz-kantoraketista sen jälkeen, kun D. I. Kozlov pystytettiin Samaraan .
Sojuz - kantoraketin luomisen historia alkaa 20. toukokuuta 1954 , jolloin NSKP:n keskuskomitea ja Neuvostoliiton ministerineuvosto hyväksyivät Sergei Pavlovich Korolevin johdolla asetuksen nro , tehtävä oli virallinen. tarkoitus luoda ballistinen ohjus , joka pystyy kantamaan lämpöydinpanoksen ja jonka lentoetäisyys on jopa 10 tuhatta kilometriä [6] .
Teoreettiset perustat rakettimoottorien ja rakettijärjestelmien voimalaitosten luomiselle muodostettiin Neuvostoliiton NKAP:n NII-1: ssä Mstislav Vsevolodovich Keldyshin johdolla [6] .
R-7-raketin suora suunnittelu alkoi OKB-1:ssä vuonna 1953 Sergei Pavlovich Korolevin johdolla, Dmitri Iljitš Kozlov nimitettiin R-7:n pääsuunnittelijaksi ja Sergei Sergeevich Kryukov johti OKB-1:n R-suunnitteluosastoa. 7 . Uusia tehokkaita moottoreita R-7:lle kehitettiin samanaikaisesti OKB-456 :ssa Valentin Petrovich Glushkon [6] [7] johdolla .
Ohjusohjausjärjestelmä suunniteltiin NII-885:ssä (nykyisin - FSUE "NPTSAP" ) Nikolai Aleksejevitš Piljuginin johdolla , ja tuotanto uskottiin Harkovin tehtaalle " Kommunar " [8] .
Neuvostoliiton tiedeakatemian ohjausongelmien instituutissa Boris Nikolaevich Petrovin johdolla kehitettiin säiliön tyhjennysjärjestelmä ja järjestelmä rakettien polttoaineen kulutuksen synkronoimiseksi . Radio-ohjausjärjestelmän kehitys suoritettiin NII-885:ssä Mikhail Sergeevich Ryazanskyn johdolla [9] .
NII-944:ssä (nyt FSUE "NPTSAP") Viktor Ivanovitš Kuznetsovin johdolla suunniteltiin ohjausjärjestelmän gyroskooppiset instrumentit , Boris Evseevich Chertok suunnitteli OKB-1:ssä automaattisen raketin räjäytyksen järjestelmät ja telemetrinen mittausjärjestelmä. sen suunnitteli Aleksei Fedorovich Bogomolov OKB MPEI : ssä [9] .
Samanaikaisesti uuden ICBM:n kehittämisen alkamisen kanssa perustettiin kenraaliluutnantti Vasily Ivanovich Voznyukin johtama komissio , joka pohti erityisen testialueen rakentamista. [6] Laukaisukompleksi kehitettiin valtion suunnittelutoimistossa "Spetsmash" Vladimir Pavlovich Barminin johdolla [9] .
Helmikuussa 1955 kenraali Georgi Maksimovich Shubnikovin johdolla toimivan lupaavan ICBM:n suorituskykyominaisuuksien testaamiseksi luotiin uusi Neuvostoliiton puolustusministeriön tutkimusalue nro 5 ( NIIP-5 ), josta tuli myöhemmin Baikonurin kosmodromi . . Rakennuspaikka - Kazakstan , rautatieasema Tyura-Tam , Kzyl-Ordan alue [6] [7] .
R-7:n alustava suunnittelu oli valmis OKB-1:llä 24.7.1954. Projektin mukaan ICBM, jonka laukaisupaino oli 280 tonnia, työntövoima lähellä maata 404 tonnia ja pituus 34,2 m, piti kuljettaa 5,4 tonnia painava taistelukärki 8240 km:n etäisyydelle [10] . R-7:n lentokokeet aloitettiin 15. toukokuuta 1957 .
Ensimmäinen käynnistys epäonnistui. Raketti 8K71 No. M1-5 mittausversiossa lensi noin 400 km ja romahti tulipalon seurauksena. Vain neljäs laukaisu onnistui, joka tapahtui 21. elokuuta 1957 [11] .
Jo ennen kuin R-7 ICBM otettiin käyttöön vuonna 1959, Angaran laitos päätettiin rakentaa Plesetskin kylän lähelle Arkangelin alueelle (nykyinen Plesetskin kosmodromi ) erityisesti tämän tyyppisten ballististen ohjusten asettamista taisteluun [12] .
Samana vuonna 1959 Neuvostoliitossa luotiin uudenlainen joukko - Strategiset ohjusjoukot (RVSN), jotka alkoivat vastaanottaa mannertenvälisiä ballistisia ohjuksia R-7. NSKP:n keskuskomitean ja Neuvostoliiton ministerineuvoston asetuksella nro 192-20, päivätty 20. tammikuuta 1960, R-7 ICBM otettiin käyttöön. R-7-ohjuksia tehtiin yhteensä 30 laukausta, joista 20 onnistui [13] .
R-7-ohjusten käyttöönoton myötä teollisuudella oli vaikea tehtävä: toimittaa tarvittavat ammukset vastaperustetuille ohjusjoukoille ja rakenteilla oleville testialueille. Kokeellisella laitoksella OKB-1 ei ollut riittävästi tuotantokapasiteettia R-7-ohjusten sarjatuotantoon [12] .
Siksi 2. tammikuuta 1958 hyväksyttiin NSKP :n keskuskomitean ja Neuvostoliiton ministerineuvoston päätös nro 2-1ss / OV [14] , jossa Kuibyshevin valtion ilmailutehdas nro 1 on nimetty Ilmailuministeriön Osoaviakhim (GAZ No. 1, Progress Plant) määrättiin lopettamaan Tu-16- lentokoneiden tuotanto, rekonstruoimaan tuotanto ja hallitsemaan R-7 ICBM:ien tuotanto, indeksi 8K71 , julkaisemalla kolme lentotuotetta vuonna vuoden 1958 viimeisellä neljänneksellä [12] [15] [16] .
Kuibysheviin johtamaan tuotantoa Korolev lähettää Dmitri Iljitš Kozlovin johtaman insinööriryhmän [12] . Määräajat, jolloin tämä tehtävä oli suoritettava, olivat erittäin tiukat, mutta tehdasryhmä, jota johtivat tehdasjohtaja Viktor Yakovlevich Litvinov ja pääsuunnittelija Dmitri Iljitš Kozlov, selviytyi tehtävästä [12] .
Raketin kehitys tehtaalla nro 1 onnistui ja jo vuoden 1958 lopussa valmistettiin kolme ensimmäistä rakettia ja luovutettiin asiakkaille, ja 17.2.1959 laukaistiin onnistuneesti ensimmäinen sarja R-7-raketti. Baikonurin testialue [12] [16] .
Tehtaan valmistamien ohjusten suoraa suunnittelutukea ja modernisointia varten tehtaan nro 1 alueelle S. P. Korolev perusti 25. heinäkuuta 1959 päivätyllä OKB-1:n nro 74 määräyksellä erityisen suunnitteluosaston nro 25 OKB- 1, joka 23. kesäkuuta 1960 päivätyn NSKP:n keskuskomitean ja Neuvostoliiton ministerineuvoston asetuksen nro 715-296 [17] mukaisesti muutettiin haaraosastoksi nro 3 , kun se sijoitettiin Kuibyshevin kaupunkiin . Myöhemmin vuonna 1974 suunnittelutoimisto nimettiin uudelleen TsSKB :ksi [18] .
S.P. Korolevin suunnittelutoimistossa vuosina 1953-1957 luotuun kaksivaiheiseen mannertenväliseen ballistiseen ohjukseen R-7 perustuen on kehitetty yli kymmenen muunnelmaa avaruuteen kantoraketeista (LV) [19] . Sen pohjalta luotu kolmivaiheinen Sputnik - kantoraketti laukaisi 4. lokakuuta 1957 ensimmäisen keinotekoisen maasatelliitin PS-1 kiertoradalle [ 19] [20] .
R-7:n rinnalla vuosina 1958-1959 OKB-1 kehitti yhdessä TsSKB : n ja tehtaan nro 1 kanssa parannetun version R-7A ICBM :stä (RVSN URV -indeksi - 8K74) [21] . Kaksivaiheisen R-7-raketin pituus oli 33 metriä, suurin laukaisupaino 278 tonnia ja suurin laukaisuetäisyys 8 000 kilometriä [16] .
Vuoden 1959 lopulla, samanaikaisesti R-7 ICBM:n julkaisun kanssa, aloitettiin R-7A:n kehitys, jonka sarjatuotanto Kuibyshevissä alkoi vuoden 1960 kolmannella neljänneksellä [18] . 8K74:n lähtöpaino oli 276 tonnia (8K71 - 278 tonnia), pituus - 31,065 m, suurin ampumaetäisyys enintään 12 000 km [16] . R-7A-instrumenttiosastoon ilmestyi kartiomainen sovitin pienemmän taistelukärjen kiinnittämiseksi "A"-lohkoon. Uusi inertiaohjausjärjestelmä otti radio-ohjauksen toiminnot etäisyysohjausta lukuun ottamatta. Rakettisuunnittelua kevennettiin (säiliön seinien kemiallisen jyrsinnän vuoksi). Aikaa ohjuksen valmisteluun laukaisua varten lyhennettiin, minkä seurauksena taisteluvalmiutta nostettiin [18] .
Ensimmäinen laukaisu osana lentokokeita tapahtui 23. joulukuuta 1959, viimeinen 7. heinäkuuta 1960. Strategiset ohjusjoukot hyväksyivät R-7A ICBM:n NSKP:n keskuskomitean ja Neuvostoliiton ministerineuvoston päätöksellä nro 1001-416 12. syyskuuta 1960 [22] .
Yhdysvaltain puolustusministeriö ja Nato nimesivät ohjuksen SS-6 ja Sapwood vastaavasti. Neuvostoliiton puolustusministeriön pääraketti- ja tykistöosasto käytti 8K74- indeksiä [16] .
R-7A-kantorakettien perheessä voidaan erottaa seuraavat tyypit:
Vuodesta 2011 lähtien kaikista mannertenväliseen ballistiseen R-7-ohjukseen [22] perustuvista kantorakettien muunnelmista valmistettiin yli 1 760 ohjusta .
Vostok- ja Voskhod -kantorakettien onnistuneiden laukaisujen jälkeen vuosina 1958-1963 S.P. Korolev alkoi kehittää täysin uutta suuntaa miehitetyssä kosmonautiikassa [32] .
Ei oteta huomioon vain yksinkertaisia lentoja, joissa alusten passiivinen tapaaminen oli maksimissaan alkuperäisen ballistisen muodostelman vuoksi, vaan myös ryhmälentoja, aktiivisia kohtaamispaikkoja, telakointia ja astronautien siirtymistä laivasta laivaan. Pitkäaikaisten lentojen toteuttamista varten suunniteltiin tarjota enemmän tai vähemmän mukavat olosuhteet astronautille, jota varten uuden sukupolven avaruusalukseen otettiin käyttöön kotitalousosasto [32] .
Suunnitelmissa oli myös kahden hengen lento Kuun ympäri , jota varten Sojuz-7K-miehitetystä avaruusaluksesta ja Sojuz-9K-raketin yläasteesta koottava kompleksi oli tarkoitus koota maapallon kiertoradalle, joka puolestaan tankkattiin tankkaustankkerin Sojuz-11K kiertoradalla. Sojuz-7K-avaruusalusta, Sojuz-9K-rakettiyksikköä ja tankkaustankkeria Sojuz-11K oli tarkoitus käyttää kiertoradalle keskiluokan kantoraketilla. Kuitenkin tuolloin tehokkaimman [33] RN 11A57 ("Voskhod") teho-painosuhde vuonna 1963 ei riittänyt aiotun tehtävän toteuttamiseen. Lisäksi kysymys miehitetyn Sojuz-7K-avaruusaluksen varustamisesta aktiivisella hätäpelastusjärjestelmällä (SAS) oli erittäin akuutti, joka pystyi luotettavasti suorittamaan toimia kosmonautien pelastamiseksi miehistön henkeä uhkaavissa hätätilanteissa. kaikki kantoraketin lennon alueet [16] [32] [34] .
On myös huomattava, että vuosina 1962-1963 Kuibyshevin haaratoimistossa nro 3 oli työskennellyt Zenit-4MT- tyyppisten automaattisten avaruusalusten luomiseksi topografisen mittauksen käyttöönottamiseksi Neuvostoliiton puolustusministeriön edun mukaisesti, mikä myös edellytti peruskantoraketin energian lisäämistä [35] .
Tästä syystä tuli tarpeelliseksi kehittää uusi muunnos kantoraketista. Myöhemmin tämä modifikaatio sai indeksin 11A511 ja nimen "Sojuz", sitä käytettiin miehitettyjen " Sojuz "-tyyppisten avaruusalusten laukaisuun ja myöhemmin " Progress "-tyypin rahtikuljetusajoneuvoihin [36] [16] .
Keskiluokan 11A511 kolmivaiheisen kantoraketin " Sojuz " kehitti KFTsKBEM vuonna 1966 NKP:n keskuskomitean ja Neuvostoliiton ministerineuvoston asetuksen nro 9K ja " Sojuz-11K " mukaisesti. ja pääasiassa Kosmos - sarjan tiedusteluavaruusaluksia, joita myös Kuibyshevin haara [36] on kehittänyt .
Kantoraketti 11A511 Sojuz luotiin kantoraketin 11A57 Voskhod pohjalta . [34] Suurin muutos tehtiin 3. vaiheen lohkoon, jota päivitettiin kantoraketin energiatehokkuuden parantamiseksi entisestään.
Tämän muunnelman kehittäminen aloitettiin vuoden 1963 puolivälissä . Siihen mennessä OKB-1 kehitti Sojuz 7K-9K-11K miehitettyä kompleksia kuun ympärilentämistä varten. Alkuperäisten tietojen mukaan (loppu 1962 - alku 1963) Sojuz-avaruusaluksen massa kiertoradalla oli 5,8 tonnia.
Sen laukaisu suunniteltiin R-7A-rakettiin perustuvan yhtenäisen kantoaluksen 11A57 Voskhod avulla. Vuoden 1963 puoliväliin mennessä, kun laivan suunnittelumassa ylitti 6 tonnia ja SAS-moottoreilla varustetun pään massa lähestyi 2 tonnia, kävi selväksi, että PH 11A57 ei pystyisi laittamaan sitä. lasketulle kiertoradalle. Alettiin etsiä tapoja modernisoida tätä kantorakettia sen kantokyvyn lisäämiseksi.
Askelmien modernisoinnin suoritti OKB-1:n Kuibyshev haara nro 3 ja pääyksikön yhdessä OKB-1 ja haara nro 3. Ulkoisesti portaat pysyivät käytännössä ennallaan, mutta modernisoitiin merkittävästi :
Taulukossa on esitetty aikataulu 11A57 kantoraketin pääkomponenttien ja 11A511 kantoraketin ja Sojuz-kompleksin (kohteet 7K, 9K ja 11K) testaamiseen tarvittavien maalaitteiden viimeistelyä varten [36] .
Sojuz-kantoraketti on helposti tunnistettavissa ensimmäisen vaiheen neljästä kartiomaisesta sivulohkosta, jotka erottavat kaikki Sojuzit muista kantoraketeista, sekä tunnusomaisesta suojakuoresta, jossa on neljä suorakulmiota ristikkostabilisaattoria ja erityisestä hätäpelastusjärjestelmän "tornista". päällä.
Kantoraketin kokonaispituus on enintään 50,67 m ja se riippuu laukaistavan avaruusaluksen tyypistä. Kantoraketin suurin poikittaiskoko mitataan ilmaperäsinten päistä ja se on 10 m ja 30 cm. Laukaisupaino on enintään 308 tonnia ja polttoaineen kokonaismassa enintään 274 tonnia. Kantoraketin kuivamassa kuljetuspatruunoilla ja hyötykuormalla on enintään 34 tonnia, ja se riippuu laukaistavan avaruusaluksen tyypistä.
Sojuz-kantoraketin propulsiojärjestelmät mahdollistavat 413 tf kokonaistyöntövoiman kehittämisen merenpinnan tasolla ja yli 505 tf tyhjiössä.
Kolmivaiheinen Sojuz kantoraketti koostuu:
Kantoraketti 11A511 Sojuz mahdollistaa jopa 7,1 tonnin painoisten hyötykuormien laskemisen matalalle Maan kiertoradalle.
Sojuz-kantoraketin propulsiojärjestelminä käytettiin kaksivaiheisen R-7A ICBM:n ja kolmivaiheisen Voskhod-kantoraketin muunneltuja moottoreita.
Ensimmäinen vaihe koostui neljästä kartion muotoisesta sivulohkosta - kiihdytin "B", "C", "G" ja "D" ja jokaisessa kaasupolkimessa oli autonominen moottori. Kaikki sivupalat sijoitettiin keskilohkoa "A" pitkin keskenään kohtisuoraan stabilointitasoon [37] .
Kantorajoneuvon lennon aikana sivulohkot nojasivat etutukien kanssa keskilohkon erityisiin kiinnikkeisiin, jotka asetettiin hapetinsäiliön voimarunkoon. Kannakkeiden erityinen muotoilu varmisti vain sivupaloista välittyneiden pitkittäisten kuormien havaitsemisen, eikä estänyt sivupalojen etutukien vapaata irtoamista, kun pituussuuntainen voima katosi, kun sivukiihdytinmoottorit sammutettiin [37] .
Boosterit erosivat toisistaan noin 118 sekuntia laukaisun jälkeen.
RakentaminenSojuz-kantoraketin sivulohkon suunnittelu oli tyypillistä kaikille R-7-perheen kantoraketeille ja koostui seuraavista osista:
Sivulohkorakenteen kuivapaino oli enintään 3,75 tonnia, sivulohkoihin täytettiin 155-160 tonnia polttoainetta ennen laukaisua.
PropulsiojärjestelmäEnsimmäisen vaiheen propulsiojärjestelminä (PS) käytettiin neljää nelikammioista nestemäistä polttoainetta käyttävää rakettimoottoria avoimen kierron RD-107 (indeksi 8D728 ), jotka on kehittänyt Valentin Petrovich Glushko NPO Energomashissa [1] . Moottorit asennettiin peräosan etuosaan [39] .
Jokaisessa RD-107-moottorissa oli neljä kiinteää pääpolttokammiota ja kaksi pyörivää ohjauspolttokammiota, jotka oli kiinnitetty niveljousitukseen. Paine pääpolttokammioissa on 58 kg/cm2 , ohjauspolttokammioissa - 54 kgf/cm2 [ 40] . Kuivan moottorin RD-107 paino oli 1155 kg [41] . Kokonaispaino - 1300 kg [37] .
Polttoaineen syöttö propulsiojärjestelmiin tehtiin turbopumppuyksiköllä (TNA). THA-turbiinia pyöritettiin höyry- kaasulla , joka saatiin kaasugeneraattorissa väkevän 82 % vetyperoksidin katalyyttisen hajotuksen aikana . Työntövoimavektorin ohjaus toteutettiin kaasuperäsinten sijaan pyörittämällä pieniä ohjauspolttokammioita. Tämä työsuunnitelma mahdollisti työntövoiman menetyksen vähentämisen sen vektoria muuttaessa [37] .
Toinen vaihe sisälsi massa keskuslohkon "A" rakenteita, joiden hyötykuorma ja polttoaine jäi lohkon säiliöihin ensimmäisen vaiheen päätyttyä. Toisen vaiheen erottaminen tapahtui noin 278 sekuntia laukaisun jälkeen [37] .
RakentaminenSojuz-kantoraketin keskilohkon suunnittelu ja asettelu oli samanlainen kuin Voskhod-kantoraketin toisen vaiheen keskilohko ja koostui seuraavista osista:
Keskuslohkon "A" suunnittelun kuivapaino oli enintään 6 tonnia. Polttoainetta täytettiin ennen lähtöä yhteensä enintään 90-95 tonnia.
PropulsiojärjestelmäKantoraketin toisessa vaiheessa päämoottorina käytettiin nestemäistä polttoainetta käyttävää RD-108 -moottoria (indeksi 8D721 ), joka on myös kehitetty NPO Energomashissa.
RD-108-moottori asennettiin pyrstön etuosan runkoon putkimaisella rungolla. Moottori koostui neljästä kiinteästä polttokammiosta ja neljästä pyörivästä kammiosta, jotka oli taipunut ±35° ja jotka toimivat ohjausjärjestelmän toimeenpanoeliminä [43] . Propulsiojärjestelmät yhdessä muiden raketin ohjaimien kanssa varmistivat raketin tarvittavan sijainnin avaruudessa lentoradan aktiivisessa osassa ja ohjasivat itsenäisesti rakettia toisessa osassa. Moottori oli avoimen kierron nestemäistä polttoainetta käyttävä rakettimoottori, jossa oli yhteinen lämpöpumppu, kaasuntuotantojärjestelmä ja automaattinen paineistusjärjestelmä. Polttoaineen syöttöjärjestelmä oli samanlainen kuin sivuvahvistimien RD-107-moottoreissa [40] .
Pääpolttokammioiden paine oli 58 kg/cm 2 , ohjauksen palokammioissa - 54 kgf/cm 2 . Paine RD-108-moottorin suuttimen ulostulossa oli 0,23 kg/cm 2 [40] . Kuivan moottorin paino oli 1195 kg [37] [41] .
Kolmantena vaiheena käytettiin 11A57 Voskhod kantoraketista päivitettyä I-lohkoa.
RakentaminenSojuz-kantoraketin "I"-lohkon suunnittelu- ja asettelukaavio koostui:
Kolmannen vaiheen "I"-lohkon kokonaispituus oli enintään 6,745 m ja halkaisija enintään 2,66 m. Kokonaismassa oli hieman yli 25 tonnia.
PropulsiojärjestelmäKolmannen vaiheen lohkon moottorina käytettiin erittäin luotettavaa nestemäistä polttoainetta käyttävää rakettimoottoria avoimen kierron RD-0110 (indeksi 11D55 ), jonka Semyon Arievich Kosberg on kehittänyt OKB-154 :ssä [1] .
Turbopumpulla varustetussa polttoainesyötössä varustetussa RD-0110-moottorissa oli neljä kiinteää pää- ja neljä pyörivää ohjauspolttokammiota, jotka oli kiinnitetty niveljousituksiin. Pääpolttokammioiden paine oli 69,5 kgf/cm2 [44] .
Moottorin kokonaispituus ei ylittänyt 2,2 m ja paino - 408 kg. Moottorin enimmäiskäyntiaika rajoitettiin 250 sekuntiin [44] .
T-1- suihkupetrolia [45] käytettiin polttoainekomponentteina kantoraketin kaikissa vaiheissa . Käytetty hapetin oli nestemäistä happea (LOX), erittäin helposti syttyvää ja jopa räjähtävää hapetintyyppiä, vaikkakaan ei myrkyllistä [46] .
Lisäksi apujärjestelmien toiminnan varmistamiseksi rakettia polttoaineena oli pieni määrä vetyperoksidia ja nestemäistä typpeä .
| Kantoraketin "Sojuz" vaiheiden taktiset ja tekniset ominaisuudet | ||||||||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Portaat (lohko) | Pituus, m | Max. poikittaiskoko, m | Max. halkaisija, m | Aloitusmassa, t | Kuivapaino, t | Polttoaineen massa, t | Propulsiojärjestelmä | Kaukosäätimen kehittäjä | Kaukosäätimen tyyppi | Polttoaineen merkki | Hapettaja | NT merenpinnalla, tf | NT tyhjiömielessä, ts | Spesifinen impulssi merenpinnan tasolla, s | Spesifinen impulssi tyhjiössä, s | Polttoaineen kulutus, kg/s | Hapettimen kulutus, kg/s | Suuttimen laajenemissuhde | Eroaika, s | Max. työaika, alkaen |
| Vaihe I (lohkot B, C, D, E) | 19,825 | 3.82 | 2.68 | 43,325 | 3.75 | 39,475 | RD-107 | V. P. Glushko | LRE avoin sykli | kerosiini T-1 | nestemäistä happea | 83.5 | 101.5 | 252 | 313 | 88.3 | 218.4 | 149/1 | Т+118 | 140 |
| Vaihe II (lohko A) | 28,465 | 2.95 | 2.95 | 100,24 | 6.00 | 93.3 | RD-108 | V. P. Glushko | LRE avoin sykli | kerosiini T-1 | nestemäistä happea | 79.3 | 99.3 | 252 | 315 | 84.8 | 202.7 | 153/1 | Т+286 | 320 |
| Vaihe III (lohko I) | 6,745 | 2.66 | 2.66 | 25.45 | 2.71 | 22.7 | RD-0110 | S. A. Kosberg | LRE avoin sykli | kerosiini T-1 | nestemäistä happea | 30.38 | 326 | Т+526 | 240 | |||||
Merkittävin ero Sojuz-kantoraketin ja aiempien miehitetyille lennoille tarkoitettujen R-7-tyyppisten kantorakettien välillä oli OKB-1:n kehittämä uudentyyppinen hätäpelastusjärjestelmä (SAS). SAS on "viritetty" 15 minuuttia ennen kantoraketin laukaisua ja varmistaa miehistön pelastamisen rakettionnettomuuden sattuessa sekä laukaisualustalla että missä tahansa lennon osassa.
Sojuz-kantoraketti suunniteltiin laukaisemaan samannimisen Sojuz -ohjelman avaruusalukset matalalle Maan kiertoradalle . Sojuz-avaruusalus koostuu kolmesta osasta - kotitalousosastosta (joskus, pääasiassa englanninkielisessä kirjallisuudessa, jota kutsutaan virheellisesti "kiertoradalla"), instrumenttiaggregaatista ja laskeutumisajoneuvosta (SA). SA astronautien kanssa on nipun keskellä, joten miehistön pelastamiseksi on tarpeen poistaa nippu raketin päärungosta kodinosastosta ja SA:sta sekä nokkasuoja (GO).
SAS-propulsiojärjestelmien sijainti vetokaavion mukaisesti - tangon päällä, ei alaosassa, avaruusaluksen alla, määräytyi painon ja polttoaineen säästämisen vuoksi, koska heti kantoraketin saavutettuaan riittävän korkeuden, sauva yhdessä moottoreiden kanssa ammuttiin GO:sta [47] .
Sojuz-kantoraketin suojuksen siipiin on asennettu erotusrakettimoottorit (SSRM) , jotka johtavat irrotettavaa pääyksikköä miehistön kanssa SAS-propulsioyksikön osaston ja pään purkauksen väliselle alueelle. tasaus. Moduulin yläosassa on pieni moottori, joka vetäytyy kohti päärunkoa pääkiintoaineosaston moottorin toiminnan jälkeen [47] .
SAS:n kiinteän polttoaineen propulsiojärjestelmä koostuu kahdesta kiinteän polttoaineen moottoreiden monisuutinlohkosta (irrotettavan pääyksikön erottamiseksi ja sisäänvetämiseksi) ja neljästä pienestä ohjauskiintoainerakettimoottorista.
Avaruusalus on yhdistetty pään suojukseen kolmella tuella, jotka ympäröivät laskeutumisajoneuvoa ja "lepäävät" viihdeosaston alakehystä vasten. Tässä rungossa laskeutumisajoneuvo ikään kuin "roikkuu".
Kaukosäätimen SAS:n voima välittyy kahden voimahihnan (ylempi ja alempi) ja erityisen kotelon kautta, johon laskeutuva ajoneuvo on asennettu. Pääyksikön yläosassa on myös lisäkiinnitys, joka kiinnittää kodinosaston.
Vuonna 1965 SAS:n kehittämisen aikana kävi selväksi, että GO:n purkaminen onnettomuuden sattuessa on täysin mahdotonta ilman voimakasta iskua instrumentti-aggregaattiosastoon. Tämän ongelman poistamiseksi päätettiin jakaa suojus kahteen osaan poikittaisliitoksella siten, että kun SAS:n ohjausjärjestelmä laukeaa, vain sen yläosa erotetaan GO:sta. Samaan aikaan GO:n alaosa ja avaruusaluksen instrumentti-aggregaattiosasto jäivät raketille.
Vakauden ylläpitämiseksi lennon aikana GO: lle alettiin asentaa neljä ristikkostabilisaattoria. Tällaisesta irrotettavan SAS-pääyksikön rakenteellisesta ja asettelusta tuli perusta kaikille Sojuz- ja Sojuz-rakettien muunnelmille tulevaisuudessa .
Onnettomuuden hetkestä riippuen miehistön pelastus toteutettiin yhden kolmesta pääohjelmasta [49] :
1. Ohjelmaa käytettiin siitä hetkestä, kun SAS kytkettiin valmiustilaan laukaisuasennossa (10–15 minuuttia ennen raketin laukaisua) siihen asti, kunnes pääsuojus pudotettiin, minkä myötä (tai hieman aikaisemmin) kiinteän polttoaineen propulsio järjestelmä pudotettiin. Tämän ohjelman mukaan onnettomuushetkellä hälytys oli kytketty päälle kosmonautien konsolissa, laukaisuvaunun propulsiojärjestelmät sammutettiin hätätilanteessa (vain onnettomuuksien sattuessa 20 s lennon jälkeen), avaruusalukset jaettiin SA:n ja instrumentti-aggregaattiosaston liitoskohtaa pitkin, teholiitännät, jotka pitivät SA:ta ja kotitalousosastoa pääsuojuksen sisällä. Seuraavaksi poikittaisliitos jaettiin GO:n keskiosaan ja ristikon stabilisaattorit avattiin. Samanaikaisesti stabilointilaitteiden avaamisen kanssa käynnistetään pääkiintopolttoainemoottori. Pääkoneen käytön aikana ohjauksen ohjausmoottorit kytketään päälle, mikä muodostaa irrotettavan pääyksikön vetäytymisradan. OGB:n tulee nousta vähintään 850 metrin korkeuteen ja viedä lähtöpisteestä sivulle vähintään 110 metriä.
Poistoradan huipun alueella SA erotetaan käyttötilasta ja kiinteän polttoaineen erotusmoottori käynnistetään, mikä varmistaa pään suojuksen vetäytymisen yhdessä käyttötilan kanssa turvalliselle etäisyydelle AC:sta. Laskeutumisajoneuvon erotuksen jälkeen kytketään päälle laskeutumisen ohjausjärjestelmä, jonka pitäisi vaimentaa erotuksen aikana saatuja SA:n kulmahäiriöitä. Sitten ohjelma-aikalaitteen komennolla (onnettomuuden sattuessa matalilla korkeuksilla) tai barometrisen anturin komennolla (onnettomuuden sattuessa korkealla) laskuvarjojärjestelmän syöttö alkoi. Onnettomuuden sattuessa SA:n oletetaan laskeutuvan lennon ensimmäisten 26 sekunnin aikana varavarjolle ja 26 sekunnin lennon jälkeen päävarjolle . Laskuvarjolla laskeutumisprosessissa SA:n aluksen järjestelmät valmisteltiin laskeutumista varten. Kun kiinteän polttoaineen rakettimoottori käynnistetään, miehistö voi kokea jopa 10 g:n ylikuormitusta. Kiinteän polttoaineen työntövoima on 76 tf ja käyttöaika alle 2 sekuntia.
Tämän skenaarion mukaan pelastettiin Sojuz T-10-1 -avaruusaluksen miehistö , jonka kantoraketti räjähti suoraan laukaisualustalle [49] .
2. Ohjelma käynnistyy onnettomuuksien sattuessa 161–522 sekuntia lentoa. Tämän ohjelman mukaan onnettomuushetkellä hälytys aktivoituu kosmonautien konsolissa, laukaisuvaunun propulsiojärjestelmät sammutetaan hätätilanteessa ja SA:n laivajärjestelmät siirretään hätätilaan. operaatio.
Tietyn viiveen jälkeen kotitalousosasto erotettiin ja sen jälkeen SA ja instrumentti-aggregaattiosasto erotettiin. Erottamisen jälkeen laskeutumisen ohjausjärjestelmä sijoitti laskeutumisajoneuvon nousutasoon ja ilmakehään saapuessaan varmisti sen laskeutumisen "maksimaalisen aerodynaamisen laadun" tilassa. SA:n laskun myötä laskeutumisjärjestelmä toimi normaalin ohjelman mukaisesti;
3. Onnettomuuden sattuessa 522 sekunnin kuluttua ja ennen kiertoradalle tuloa avaruusaluksen osastot jaetaan vakiokaavion mukaan, mutta laskeutumisen piti tapahtua ballistista lentorataa pitkin, kun ylikuormitukset saattoivat ylittää 10g.
Kantoraketin 11A511 Sojuz pohjalta kehitettiin kaksi muunnelmaa: Sojuz-L ja Sojuz-M, ja myöhemmin kantoraketista tuli Sojuz-U- kantoraketin perusta . [viisikymmentä]
Raketin ja avaruuskompleksin N1-LZ kuun hytin (objekti " T2K ") testaamiseksi kantoraketin 11A511 "Sojuz" perusteella kehitettiin sen muunnos - kantoraketti " Sojuz-L ". Tämä modifikaatio erottui epätavallisesta ylikaliiperisesta päänvaipan muodosta. [viisikymmentä]
Vuosina 1970-1971 Baikonurin kosmodromista suoritettiin 3 laukaisua 11A511L -kantoraketilla Kosmos-379- , Kosmos-398- ja Kosmos-434 - avaruusaluksilla . [viisikymmentä]
1960-luvun puolivälissä TsKBEM:n Kuibyshevin sivuliikkeen ja Progress-tehtaan tiimien kehittämän sotilastutkimusaluksen Sojuz "7K-VI" laskemiseksi kiertoradalle kehitettiin sen perusteella modifikaatio 11A511M " Sojuz-M " . kantoraketista 11A511 . [viisikymmentä]
Sojuz -avaruusaluksen sotilaallisten modifikaatioiden ohjelmien sulkemisen jälkeen tuolloin valmistetut kantoraketit muunnettiin kykyyn laukaista Zenit-4MT Orion -tyyppisiä tiedustelusatelliitteja (indeksi - 11F629), jotka sama TsSKB-Progress on kehittänyt. [51]
Vuosina 1971-1976 Plesetskin kosmodromista laukaistiin onnistuneesti kahdeksan Zenit-4M Orion -tyyppistä erikoisavaruusalusta 11A511M:llä. [52] [53] .
Kaikki Sojuz-M-kantoraketin laukaisut tehtiin Plesetskin kosmodromista (kosmodromista) , laukaisualustalta nro 41/1 ja nro 43/4 . [54]
Vuosina 1970-1973 kehitettiin Sojuz-U-modifikaatio (indeksi - 11A511U ), jonka tarkoituksena oli laukaista Sojuz -tyyppiset miehitetyt ja lasti-avaruusalukset, Progress -tyyppiset miehittämättömät kuljetusajoneuvot , Kosmos -sarjan avaruusalukset , " Resurs-F ", " Photon ", " Bion " sekä joukko ulkomaisia avaruusaluksia. Suurin ero Sojuz-U-kantoraketin ja perusaluksen välillä oli ensimmäisen ja toisen vaiheen moottoreiden käyttö, joilla on parannetut energiaominaisuudet [55] .
18. toukokuuta 2012 mennessä tätä muutosta on julkaistu yhteensä 771 kertaa.
"Sojuz-FG" - "Sojuz-U":n muunnos. Ensimmäisen ja toisen vaiheen moottorit asennettiin uusilla ruiskutuspäillä (siis "FG" raketin nimessä), jotka on kehitetty Sojuz-2-kantorakettia varten, mutta analogiseen ohjausjärjestelmään tehtiin minimaalisia muutoksia. Sitä käytettiin vuosina 2001–2019, laukaisua tehtiin 70, joista yksi oli hätätilanne. Operaatio lopetettiin Sojuz-2:een siirtymisen vuoksi.
Sojuz-2-kantoraketti on kolmivaiheinen keskiluokan kantorakettiperhe, joka on kehitetty TsSKB-Progressissa Sojuz-U-kantoraketin pohjalta syvällisen modernisoinnin kautta. Ensimmäinen lento vuonna 2004, yli 100 laukaisua valmistui vuonna 2020.
Matalalle Maan kiertoradalle ajetun hyötykuorman massa on modifikaatiosta ja laukaisupisteestä riippuen 2800–9200 kg. Hankkeen nimi - "Rus" [56] .
Sojuz-ST-kantoraketit ovat kolmivaiheisia keskiluokkaisia kantoraketteja, jotka on luotu Sojuz-2-kantoraketin pohjalta ja jotka on luotu kaupallisiin laukaisuihin Kouroun kosmodromista . Tärkeimmät erot raketin ja perusversion välillä ovat ohjausjärjestelmän jalostus maasta tulevien telekomentojen vastaanottamiseksi lennon pysäyttämiseksi ja telemetrian tarkentaminen eurooppalaisille maa-asemille telemetriatietojen vastaanottamista varten [57] . Ensimmäinen lento vuonna 2011, 23 laukaisua valmistui vuonna 2020.
Sojuz 2-1a -kantoraketin pohjalta luotu Sojuz-ST-A- kantoraketti pystyy laukaisemaan jopa 2810 kg painavia avaruusaluksia geotransfer-kiertoradalle ( GPO ) ja auringon synkroniselle kiertoradalle ( SSO ) joiden korkeus on 820 km - ajoneuvot, joiden paino on enintään 4230 kg [58] . Sojuz -ST-B , joka perustuu Sojuz 2-1b -ohjukseen, pystyy laukaisemaan jopa 3250 kg GPO:lla ja jopa 4900 kg MTR:llä [58] .
Sojuz-kantoraketilla suoritettiin yhteensä 32 laukaisua (yksi hätälaukaisu ja yksi rakettivika lähtöasemassa ennen laukaisua).
Sojuz-kantoraketti 11A511 laukaistiin ensimmäisen kerran 28. marraskuuta 1966 . Miehittämätön Sojuz (" Kosmos-133 ") laukaistiin kiertoradalle.
Viimeinen laukaisu tapahtui 14. lokakuuta 1976, kuljetusalus 7K-T (" Sojuz-23 ") asetettiin kiertoradalle .
Kaikki Sojuz-kantoraketin laukaisut tehtiin Baikonurin kosmodromista laukaisualustasta nro 1 ja nro 31 ja vuodesta 1970 lähtien vain laukaisualustasta nro 1.
| Luettelo Sojuzin laukaisuista | ||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| käynnistysnumero | Päivämäärä ( UTC ) | PH numero | Valmistuspäivämäärä | Hyötykuorma | Tyyppi KK | QC- indeksi | NSSDC ID | SCD | laukaisukompleksi | Tulos |
| yksi | 28. marraskuuta 1966 | U15000-02 | 1965 | Kosmos-133 | 7K-OK nro 2 | 11Ф615 | 1966-107A | 02601 | Baikonur 31 | Menestys |
| 2 | 12. joulukuuta 1966 | U15000-01 | 1965 | — | 7K-OK nro 1 | 11Ф615 | — | — | Baikonur 31/6 | Onnettomuus |
| 3 | 7. helmikuuta 1967 | U15000-04 | 1965 | Kosmos-140 | 7K-OK nro 3 | 11Ф615 | 1967-009A | 02667 | Baikonur 1 | Menestys |
| neljä | 23. huhtikuuta 1967 | U15000-03 | 1965 | Sojuz-1 | 7K-OK nro 4 | 11Ф615 | 1967-037A | 02759 | Baikonur 1 | Menestys |
| 5 | 27. lokakuuta 1967 | U15000-05 | 1965 | Kosmos-186 | 7K-OK nro 6 | 11Ф615 | 1967-105A | 03014 | Baikonur 31 | Menestys |
| 6 | 30. lokakuuta 1967 | H15000-07 | 1966 | Kosmos-188 | 7K-OK nro 5 | 11Ф615 | 1967-107A | 03020 | Baikonur 31 | Menestys |
| 7 | 14. huhtikuuta 1968 | I15000-07 | 1967 | Kosmos-212 | 7K-OK nro 8 | 11Ф615 | 1968-029A | 03183 | Baikonur 31 | Menestys |
| kahdeksan | 15. huhtikuuta 1968 | U15000-06 | 1965 | Kosmos-213 | 7K-OK nro 7 | 11Ф615 | 1968-030A | 03193 | Baikonur 1 | Menestys |
| 9 | 28. elokuuta 1968 | B15000-13 | 1968 | Kosmos-238 | 7K-OK nro 9 | 11Ф615 | 1968-072A | 03351 | Baikonur 31 | Menestys |
| kymmenen | 25. lokakuuta 1968 | I15000-08 | 1967 | Sojuz-2 | 7K-OK nro 11 | 11Ф615 | 1968-093A | 03511 | Baikonur 1 | Menestys |
| yksitoista | 26. lokakuuta 1968 | I15000-10 | 1967 | Sojuz-3 | 7K-OK nro 10 | 11Ф615 | 1968-084A | 03516 | Baikonur 31 | Menestys |
| 12 | 14. tammikuuta 1969 | I15000-12 | 1967 | Sojuz-4 | 7K-OK nro 12 | 11Ф615 | 1969-004A | 03654 | Baikonur 31 | Menestys |
| 13 | 15. tammikuuta 1969 | I15000-11 | 1967 | Sojuz-5 | 7K-OK nro 13 | 11Ф615 | 1969-005A | 03656 | Baikonur 1 | Menestys |
| neljätoista | 11. lokakuuta 1969 | B15000-14 | 1968 | Sojuz-6 | 7K-OK nro 14 | 11Ф615 | 1969-085A | 04122 | Baikonur 31 | Menestys |
| viisitoista | 12. lokakuuta 1969 | Yu15000-19 | 1969 | Sojuz-7 | 7K-OK nro 15 | 11Ф615 | 1969-086A | 04124 | Baikonur 1 | Menestys |
| 16 | 13. lokakuuta 1969 | Yu15000-18 | 1969 | Sojuz-8 | 7K-OK nro 16 | 11Ф615 | 1969-087A | 04126 | Baikonur 31 | Menestys |
| 17 | 1. kesäkuuta 1970 | Yu15000-21S | 1969 | Sojuz-9 | 7K-OK nro 17 | 11Ф615 | 1970-041A | 04407 | Baikonur 31 | Menestys |
| kahdeksantoista | 22. huhtikuuta 1971 | 15 000-25 ¥ | 1970 | Sojuz-10 | 7K-T nro 31 | 11F615A8 | 1971-034A | 05172 | Baikonur 1 | Menestys |
| 19 | 6. kesäkuuta 1971 | X15000-24 | 1970 | Sojuz-11 | 7K-T nro 33 | 11F615A8 | 1971-053A | 05283 | Baikonur 1 | Menestys |
| kaksikymmentä | 26. kesäkuuta 1972 | Yu15000-20 | 1969 | Kosmos-496 | 7K-T nro 33A | 11F615A8 | 1972-045A | 06066 | Baikonur 1 | Menestys |
| 21 | 15. kesäkuuta 1973 | С15000-27 | 1971 | Kosmos-573 | 7K-T nro 36 | 11F615A8 | 1973-041A | 06694 | Baikonur 1 | Menestys |
| 22 | 27. syyskuuta 1973 | С15000-26 | 1971 | Sojuz-12 | 7K-T nro 37 | 11F615A8 | 1973-067A | 06836 | Baikonur 1 | Menestys |
| 23 | 30. marraskuuta 1973 | С15 000-29 | 1971 | Kosmos-613 | 7K-T nro 34A | 11F615A8 | 1973-096A | 06957 | Baikonur 1 | Menestys |
| 24 | 18. joulukuuta 1973 | С15 000-28 | 1971 | Sojuz-13 | 7K-T nro 33 | 11F615A8 | 1973-103A | 06982 | Baikonur 1 | Menestys |
| 25 | 27. toukokuuta 1974 | С15000-32 | 1973 | Kosmos-656 | 7K-TA nro 61 | 11F615A9 | 1974-036A | 07313 | Baikonur 1 | Menestys |
| 26 | 3. heinäkuuta 1974 | С15000-31 | 1971 | Sojuz-14 | 7K-TA nro 62 | 11F615A9 | 1974-051A | 07361 | Baikonur 1 | Menestys |
| 27 | 26. elokuuta 1974 | С15 000-30 | 1971 | Sojuz-15 | 7K-TA nro 63 | 11F615A9 | 1974-067A | 07421 | Baikonur 1 | Menestys |
| 28 | 10. tammikuuta 1975 | 15 000-22 ¥ | 1970 | Sojuz-17 | 7K-T nro 38 | 11F615A8 | 1975-001A | 07604 | Baikonur 1 | Menestys |
| 29 | 5. huhtikuuta 1975 | X15000-23 | 1970 | Sojuz-18A | 7K-T nro 39 | 11F615A8 | — | — | Baikonur 1 | Osittain |
| kolmekymmentä | 24. toukokuuta 1975 | F15000-33 | 1975 | Sojuz-18 | 7K-T nro 40 | 11F615A8 | 1975-044A | 07818 | Baikonur 1 | Menestys |
| 31 | 6. heinäkuuta 1975 | F15000-34 | 1975 | Sojuz-21 | 7K-T nro 41 | 11F615A8 | 1975-064A | 08934 | Baikonur 1 | Menestys |
| 32 | 14. lokakuuta 1976 | E15000-35 | 1976 | Sojuz-23 | 7K-TA nro 65 | 11F615A9 | 1976-100A | 09477 | Baikonur 1 | Menestys |
Ensimmäinen televisiolähetys Neuvostoliiton raketin laukaisusta avaruuteen tapahtui 26. lokakuuta 1968 Georgi Beregovin ohjaaman Sojuz-3- avaruusaluksen laukaisun yhteydessä .
Sojuz-kantoraketin onnistuneen laukaisun jälkeen 28. marraskuuta 1966 sarjan 2 Sojuz 7K-OK -laitteella , seuraava koelaukaisu oli määrä tapahtua 14. joulukuuta 1966 .
Hyötykuormana päätettiin käyttää Sojuz 7K-OK -sarjaa nro 1. Koska tässä laitteessa ei ollut paria, automaattisen telakointitilan tarkastaminen oli mahdotonta, mutta aluksen virtapiirin toiminta oli mahdollista tarkistaa. levyjärjestelmät. [55]
Laukaisun valmistelun aikana pyrosapal ei toiminut yhdellä sivulohkosta. Automaatio katkaisi "puhelun" ja raketti jäi alkuun. Polttoaineen tyhjennystyöt aloitettiin, henkilökunta poistui bunkkerista ja oli raketin juurella. 27 minuuttia laukaisun perumisen jälkeen aluksen hätäpelastusjärjestelmä toimi yhtäkkiä. Kuten kävi ilmi, tämä järjestelmä pysyi päällä ja jatkoi aluksen tilan ja sijainnin seurantaa.
Jonkin ajan kuluttua gyroskooppiset anturit tallensivat avaruusaluksen kulmapoikkeaman, joka ilmeni Maan pyörimisen vuoksi, ja antoi hätäsignaalin. Laskeutumisajoneuvo ja hyötytila nostettiin kiinteän polttoaineen moottoreiden avulla noin kilometrin korkeuteen, jossa laskeutumisajoneuvo erottui ja se laskeutui laskuvarjolla. [55]
Kantoraketin päälle jääneessä instrumenttikokoonpanoosastossa jäähdytysneste syttyi tuleen ja valui ulos putkista, joissa ei ollut takaiskuventtiilejä. 27 minuuttia pelastusjärjestelmän erottamisen jälkeen seurasi useita räjähdyksiä peräkkäin, mutta tämä aika riitti useimmille ihmisille ehtiä poistua vaara-alueelta. Majuri Korostylev koeosastolta päätti olla juoksematta, vaan piiloutua aidan seinän taakse ja kuoli tukehtuen savuun. Kaksi muuta sotilasta kuoli tulipalon jälkeisenä päivänä.
Katastrofin jälkeen päätettiin tehdä lisäkoelaukauksia ja keskeyttää miehitetyt lennot väliaikaisesti. Uutta laukaisua varten he alkoivat valmistella Sojuz 7K-OK No. 3:ta, jonka laukaisu oli määrä tapahtua 15. tammikuuta 1967 . Miehitettyjen Sojuzin nro 4 ja nro 5 laukaisu oli määrä tapahtua maaliskuussa 1967.
Laiva "7K-OK" nro 3 (" Cosmos-140 ") nuken kanssa laskettiin vesille 7. helmikuuta 1967 . Laukaisu onnistui, vaikka suuntausjärjestelmän vikojen vuoksi alus käytti liikaa polttoainetta, ei pystynyt suorittamaan kaikkia tehtäviä ja joutui laskeutumaan suunnittelemattomalle alueelle - Aral-merelle , missä se myöhemmin upposi.
5. huhtikuuta 1975 , klo 11.04, Baikonurin kosmodromi , laukaisukompleksi nro 1 . Sojuz 11A511 - kantoraketin laukaisu , jonka oli tarkoitus saattaa Sojuz - 18A - avaruusalus matalalle Maan kiertoradalle .
Avaruusaluksen miehistö koostui:
Kun avaruusalusta laukaistiin kiertoradalle, laukaisualuksen kolmannen vaiheen laivajärjestelmien toiminnassa tapahtui vika, ja automaatio teki päätöksen avaruusaluksen hätäerottelusta kantoraketista. Eroaminen tapahtui noin 150 kilometrin korkeudessa maan pinnasta.
Avaruusaluksen laskeutuminen maahan tapahtui ballistista lentorataa pitkin suurilla ylikuormituksilla, jotka olivat 15 g. Avaruusaluksen laskeutumismoduuli laskeutui Gorno-Altaiskin kaupungin lounaaseen vuoren puolelle. Koskettuaan maan pintaa, laskeutumisajoneuvo rullasi alas rinnettä ja pysähtyi vasta kun se tarttui kuilun reunalla kasvavaan puuhun. Astronautit pakenivat, koska he eivät ampuneet laskuvarjoa. Heidät evakuoitiin laskeutumisajoneuvosta helikopterilla.
Astronautien lennon kesto oli 21 minuuttia 27 sekuntia.
| R-7 kantorakettiperhe | |||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| raketteja |
| ||||||||||||
| laukaisualustat _ |
| ||||||||||||
| Moottorit | Lohko A RD-107 NK-33 Lohkot B, C, D, D RD-108 Lohko E RD-0105 RD-0109 Block I RD-0110 RD-0124 Block L С1,5400 | ||||||||||||
| Katso myös | |||||||||||||
| Neuvostoliiton ja Venäjän raketti- ja avaruustekniikka | ||
|---|---|---|
| Kantorakettien käyttö | ||
| Laukaisuajoneuvot kehitteillä | ||
| Käytöstä poistetut kantoraketit | ||
| Tehostelohkot | ||
| Uudelleenkäytettävät tilajärjestelmät | ||