| RN 11A511 Soyuz | |
|---|---|
| | |
| Información general | |
| País | URSS |
| Familia | R-7 |
| Índice | 11A511 |
| Objetivo | refuerzo |
| Desarrollador | OKB-1 , TsSKB-Progreso |
| Fabricante | TsSKB-Progreso |
| Características principales | |
| Numero de pasos | 3 |
| Longitud (con MS) | 49,012 m [1] (50,67 m [2] ) [com. una] |
| Diámetro | 10.303 m [3] |
| Peso en seco | 33.750 t (con carga útil) [3] |
| peso inicial | 307.650 toneladas [1] |
| tipo de combustible | T1 + LOX |
| Peso del combustible | 273.900 toneladas |
| Carga útil | 7K-OK , 7K-T , 7K-TA |
| Masa de carga útil | |
| • en LEO | ~ 7.100 toneladas |
| Sistema de control | combinado, analógico |
| Historial de lanzamientos | |
| Estado | operación completada |
| Ubicaciones de lanzamiento | Baikonur , sitios No. 1 , No. 31 |
| Número de lanzamientos | 32 [4] (31 [5] [com. 2] ) |
| • exitoso | 30 [4] [5] |
| • sin éxito | 2 [4] (1 [5] ) |
| primer comienzo | 28 de noviembre de 1966 |
| Última carrera | 14 de octubre de 1976 |
| Opciones | Soyuz-L , Soyuz-M , Soyuz-U |
| La primera etapa - bloques laterales "B", "C", "G", "D" | |
| Longitud | 19.825m _ |
| Diámetro | 2.680-3.820 m (máx.) |
| Peso en seco | cuatro? 3.750 toneladas |
| peso inicial | cuatro? 43.325 toneladas |
| motores de marcha | 4 × 8D728 ( RD-107 ) |
| empuje | 83,5 tf (en la Tierra ) (101,5 tf (en el vacío )) |
| Impulso específico | 252 / 313 s |
| Horas Laborales | 140 segundos |
| Combustible | T1 + LOX |
| Combustible | T1 |
| oxidante | SALMÓN AHUMADO |
| El segundo paso es el bloque central "A" | |
| Longitud | 28.465m _ |
| Diámetro | 2.950 metros |
| Peso en seco | 6 toneladas |
| peso inicial | 100.240 toneladas |
| motor sustentador | 8D727 ( RD-108 ) |
| empuje | 79,3 tf (en la Tierra ) (99,3 tf (en el vacío )) |
| Impulso específico | 252 / 315 s |
| Horas Laborales | 320 segundos |
| Combustible | T1 + LOX |
| Combustible | T1 |
| oxidante | SALMÓN AHUMADO |
| La tercera etapa - bloque "I" | |
| Longitud | 6.745m _ |
| Diámetro | 2.660 metros |
| Peso en seco | 2.710 toneladas |
| peso inicial | 25.450 toneladas |
| motor sustentador | 11D55 ( RD-0110 ) |
| empuje | (30.38 tf (en el vacío )) |
| Impulso específico | 326 segundos |
| Horas Laborales | 240 s |
| Combustible | T1 + LOX |
| Combustible | T1 |
| oxidante | SALMÓN AHUMADO |
| Cuarta etapa - unidad principal con control remoto SAS | |
| Longitud | 12.913m _ |
| Diámetro | 3000 m |
| peso inicial | 8.510 toneladas |
| motor sustentador | turboventilador |
| Horas Laborales | 161 segundos |
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"Soyuz" (índice URV Strategic Missile Forces [comm. 3] - 11A511 ) es un vehículo de lanzamiento (RN) soviético de tres etapas de clase media de la familia R-7 , diseñado para lanzar naves espaciales tripuladas del tipo Soyuz en un órbita circular de la Tierra con una inclinación constante de la órbita y nave espacial automática de la serie Kosmos .
Fue desarrollado y fabricado en la Rama Kuibyshev No. 3 de OKB-1 (ahora TsSKB-Progress ) bajo el liderazgo de Dmitry Ilyich Kozlov y Sergey Pavlovich Korolev basado en vehículos de lanzamiento R-7A y Voskhod .
Con el vehículo de lanzamiento Soyuz, se lanzaron todas las Soyuz 7K-OK , las primeras 11 naves espaciales Soyuz 7K-T , así como la primera Soyuz 7K-TA (para la estación orbital Salyut-3 ). Se realizaron un total de 32 lanzamientos entre 1966 y 1976, de los cuales 30 fueron exitosos .
Sobre la base del vehículo de lanzamiento, se desarrollaron tres modificaciones: " Soyuz-L " - para probar la cabina lunar del complejo espacial y cohete N1-LZ ; " Soyuz-M ": para lanzar satélites de reconocimiento especiales del tipo Zenit-4MT a la órbita cercana a la Tierra ; y, posteriormente, " Soyuz-U " - para lanzar naves espaciales como " Soyuz " y " Progress ", así como muchas naves espaciales de la serie: " Cosmos ", " Resource-F ", " Photon ", " Bion " en órbita cercana a la Tierra y una serie de dispositivos extraños. Posteriormente, se crearon modificaciones más nuevas, así como una familia de cohetes Soyuz-2 , que todavía se usan ampliamente en la actualidad (2020) .
El 1 de octubre de 2001, en honor al aniversario del vuelo de Yuri Gagarin al espacio y el cohete R-7 , que se produce en Samara desde 1958, se inauguró un monumento al vehículo de lanzamiento Soyuz del Museo "Cosmic Samara" llamado después de que D. I. Kozlov fuera erigido en Samara .
La historia de la creación del vehículo de lanzamiento Soyuz comienza el 20 de mayo de 1954 , cuando el Comité Central del PCUS y el Consejo de Ministros de la URSS adoptaron el Decreto No. bajo el liderazgo de Sergei Pavlovich Korolev , la tarea fue oficialmente establecido para crear un misil balístico capaz de transportar una carga termonuclear , y con un alcance de vuelo de hasta 10 mil kilómetros [6] .
Los fundamentos teóricos para la creación de motores de cohetes y plantas de energía para sistemas de cohetes se formaron en el NII-1 del NKAP de la URSS bajo el liderazgo de Mstislav Vsevolodovich Keldysh [6] .
El diseño directo del cohete R-7 comenzó en OKB-1 en 1953 bajo el liderazgo de Sergei Pavlovich Korolev, Dmitry Ilyich Kozlov fue designado diseñador principal para R-7 y Sergey Sergeevich Kryukov dirigió el departamento de diseño de OKB-1 para R- 7 . Los nuevos motores potentes para el R-7 se desarrollaron en paralelo en OKB-456 , bajo la dirección de Valentin Petrovich Glushko [6] [7] .
El sistema de control de misiles fue diseñado en NII-885 (ahora - FSUE "NPTSAP" ) bajo el liderazgo de Nikolai Alekseevich Pilyugin , y la producción fue confiada a la planta de Jarkov " Kommunar " [8] .
En el Instituto de Problemas de Control de la Academia de Ciencias de la URSS, bajo la dirección de Boris Nikolaevich Petrov , se desarrollaron un sistema de vaciado de tanques y un sistema para sincronizar el consumo de combustible de cohetes . El desarrollo del sistema de control por radio se llevó a cabo en NII-885 bajo la dirección de Mikhail Sergeevich Ryazansky [9] .
En NII-944 (ahora FSUE "NPTSAP"), bajo el liderazgo de Viktor Ivanovich Kuznetsov , se diseñaron instrumentos giroscópicos del sistema de control, Boris Evseevich Chertok diseñó sistemas para la detonación automática de cohetes en OKB-1 y un sistema de medición telemétrica. fue diseñado por Alexei Fedorovich Bogomolov en OKB MPEI [9] .
Simultáneamente con el inicio del desarrollo de un nuevo ICBM, se creó una comisión, encabezada por el teniente general Vasily Ivanovich Voznyuk , que consideró el tema de la construcción de un sitio de prueba especial. [6] El complejo de lanzamiento fue desarrollado en la Oficina Estatal de Diseño "Spetsmash" bajo la dirección de Vladimir Pavlovich Barmin [9] .
En febrero de 1955, para probar las características de rendimiento de un misil balístico intercontinental prometedor bajo el mando del general Georgy Maksimovich Shubnikov , se creó un nuevo sitio de prueba de investigación No. 5 del Ministerio de Defensa de la URSS ( NIIP-5 ), que luego se convirtió en el cosmódromo de Baikonur . . Lugar de construcción: Kazajstán , estación de tren Tyura-Tam , región de Kzyl-Orda [6] [7] .
El diseño preliminar del R-7 estuvo listo en OKB-1 el 24 de julio de 1954. Según el proyecto, se suponía que un ICBM con un peso de lanzamiento de 280 toneladas, un empuje cerca del suelo de 404 toneladas y una longitud de 34,2 m lanzaría una ojiva que pesaba 5,4 toneladas a una distancia de 8240 km [10] . Las pruebas de vuelo del R-7 comenzaron el 15 de mayo de 1957 .
El primer lanzamiento no tuvo éxito. Rocket 8K71 No. M1-5 en la versión de medición voló unos 400 km y se derrumbó como resultado de un incendio. Solo el cuarto lanzamiento tuvo éxito, que tuvo lugar el 21 de agosto de 1957 [11] .
Incluso antes de que los misiles balísticos intercontinentales R-7 se pusieran en servicio en 1959, se decidió construir la instalación de Angara cerca del pueblo de Plesetsk , Región de Arkhangelsk (ahora el Cosmódromo de Plesetsk ) específicamente para poner misiles balísticos de este tipo en servicio de combate [12] .
En el mismo 1959, se creó un nuevo tipo de tropas en la URSS : las Fuerzas de Misiles Estratégicos (RVSN), que comenzaron a recibir misiles balísticos intercontinentales R-7. Por Decreto del Comité Central del PCUS y del Consejo de Ministros de la URSS No. 192-20 del 20 de enero de 1960, se puso en servicio el misil balístico intercontinental R-7. Se realizaron un total de 30 lanzamientos de misiles R-7, de los cuales 20 fueron exitosos [13] .
Junto con la puesta en servicio de los misiles R-7, la industria enfrentó una tarea difícil: proporcionar las municiones necesarias para las fuerzas de misiles recién creadas y los sitios de prueba en construcción. La planta experimental OKB-1 no tenía suficiente capacidad de producción para la producción en serie de misiles R-7 [12] .
Por lo tanto, el 2 de enero de 1958, se adoptó una resolución del Comité Central del PCUS y el Consejo de Ministros de la URSS No. 2-1ss / OV [14] , en la que la Planta de Aviación Estatal Kuibyshev No. 1 lleva el nombre de A Osoaviakhim (GAZ No. 1, Planta de Progreso ) del Ministerio de Industria de la Aviación se le ordenó detener la producción de aviones Tu-16 , reconstruir la producción y dominar la producción de misiles balísticos intercontinentales R-7, índice 8K71 , con el lanzamiento de tres productos de vuelo en el cuarto trimestre de 1958 [12] [15] [16] .
En Kuibyshev , para dominar la producción, Korolev envía un equipo de ingenieros dirigido por Dmitry Ilyich Kozlov [12] . Los plazos para completar esta tarea eran extremadamente ajustados, pero el equipo de la planta, encabezado por el director de la planta, Viktor Yakovlevich Litvinov , y el diseñador principal, Dmitry Ilyich Kozlov, hicieron frente a la tarea [12] .
El desarrollo del cohete en la planta No. 1 fue exitoso, y ya a fines de 1958 se fabricaron y entregaron los primeros tres cohetes a los clientes, y el 17 de febrero de 1959, se lanzó con éxito el primer cohete R-7 en serie desde el sitio de prueba de Baikonur [12] [16] .
Para el apoyo directo al diseño y la modernización de los misiles fabricados por la planta, en el territorio de la planta No. 1, S. P. Korolev, por orden de OKB-1 No. 74 del 25 de julio de 1959 , creó un departamento especial de diseño No. 25 OKB- 1, que, de acuerdo con el decreto del Comité Central del PCUS y del Consejo de Ministros de la URSS No. 715-296 del 23 de junio de 1960 [17] , se transformó en la Rama No. 3 con un despliegue en la ciudad de Kuibyshev . Posteriormente, en 1974, la oficina de diseño pasó a llamarse TsSKB [18] .
Sobre la base del misil balístico intercontinental de dos etapas R-7, creado en la oficina de diseño de S.P. Korolev en 1953-1957, se han desarrollado más de diez modificaciones de vehículos de lanzamiento espacial (LV) [19] . El 4 de octubre de 1957, el vehículo de lanzamiento Sputnik de tres etapas , creado sobre esta base , puso en órbita el primer satélite artificial de la Tierra , PS-1 [19] [20] .
Paralelamente al R-7, durante 1958-1959, OKB-1, junto con TsSKB y Plant No. 1, desarrollaron una versión mejorada del misil balístico intercontinental R-7A (índice RVSN URV - 8K74) [21] . El cohete R-7 de dos etapas tenía una longitud de 33 metros, un peso máximo de lanzamiento de 278 toneladas y un alcance máximo de disparo de 8.000 kilómetros [16] .
A fines de 1959, en paralelo con el lanzamiento del misil balístico intercontinental R-7, comenzó el desarrollo del R-7A, cuya producción en serie en Kuibyshev comenzó en el tercer trimestre de 1960 [18] . El peso inicial de 8K74 fue de 276 toneladas (8K71 - 278 toneladas), longitud - 31,065 m, rango máximo de disparo no más de 12,000 km [16] . Apareció un adaptador cónico en el compartimiento de instrumentos del R-7A para acoplar una ojiva más pequeña con el bloque "A". El nuevo sistema de control inercial asumió las funciones del sistema de control de radio, con la excepción del control de alcance. Se llevó a cabo cierto aligeramiento del diseño del cohete (debido al fresado químico de las paredes del tanque). Se redujo el tiempo de preparación del misil para el lanzamiento, como resultado de lo cual se incrementó la preparación para el combate [18] .
El primer lanzamiento como parte de las pruebas de vuelo tuvo lugar el 23 de diciembre de 1959, el último el 7 de julio de 1960. El ICBM R-7A fue adoptado por las Fuerzas de Misiles Estratégicos por resolución del Comité Central del PCUS y el Consejo de Ministros de la URSS No. 1001-416 del 12 de septiembre de 1960 [22] .
El Departamento de Defensa de EE.UU. y la OTAN designaron el misil SS-6 y Sapwood , respectivamente. La Dirección Principal de Cohetes y Artillería del Ministerio de Defensa de la URSS utilizó el índice 8K74 [16] .
En la familia de vehículos de lanzamiento R-7A se pueden distinguir los siguientes tipos:
A partir de 2011, se produjeron más de 1.760 misiles de todas las modificaciones de vehículos de lanzamiento basados en el misil balístico intercontinental R-7 [22] .
Después de los exitosos lanzamientos de los cohetes portadores " Vostok " y " Voskhod " en 1958-1963, S.P. Korolev comenzó a desarrollar una dirección fundamentalmente nueva en la cosmonáutica tripulada [32] .
No solo se consideraron vuelos simples, con un máximo de encuentro pasivo de naves debido a la formación balística inicial, sino también vuelos grupales, encuentro activo, atraque y transición de astronautas de nave a nave. Para la implementación de vuelos de larga duración, se planeó proporcionar condiciones más o menos cómodas para el astronauta, para lo cual se introdujo un compartimento doméstico en la nave espacial de nueva generación [32] .
También estaba previsto un vuelo biplaza alrededor de la Luna , para el que se montaría en órbita cercana a la Tierra un complejo formado por la nave espacial tripulada Soyuz-7K y la etapa superior del cohete Soyuz-9K, que, a su vez, se repostaría en órbita por un petrolero de reabastecimiento de combustible Soyuz-11K. Se suponía que la nave espacial Soyuz-7K, la unidad de cohetes Soyuz-9K y el camión cisterna de reabastecimiento de combustible Soyuz-11K se utilizarían para ser puestos en órbita por un vehículo de lanzamiento de clase media. Sin embargo, la relación potencia-peso del más poderoso [33] , en ese momento, RN 11A57 ("Voskhod"), a partir de 1963, no fue suficiente para implementar la misión prevista. Además, el problema de equipar la nave espacial tripulada Soyuz-7K con un sistema de rescate de emergencia activo (SAS) fue muy agudo, capaz de realizar acciones confiables para rescatar a los cosmonautas en caso de una situación de emergencia que amenace la vida de la tripulación, en todas las áreas del vuelo del vehículo de lanzamiento [ 16] [32] [34] .
También se debe tener en cuenta que en 1962-1963, en la Rama Kuibyshev No. 3, se estaba trabajando para crear una nave espacial automática del tipo Zenit-4MT para la introducción de levantamientos topográficos en interés del Ministerio de Defensa de la URSS, que también requería un aumento en la energía del vehículo de lanzamiento base [35] .
Por lo tanto, se hizo necesario desarrollar una nueva modificación del vehículo de lanzamiento. Posteriormente, esta modificación recibió el índice 11A511 y el nombre "Soyuz", se utilizó para lanzar naves espaciales tripuladas del tipo " Soyuz ", y posteriormente para vehículos de transporte de carga del tipo " Progress " [36] [16] .
El vehículo de lanzamiento de tres etapas de la clase media 11A511 " Soyuz " fue desarrollado por KFTsKBEM en 1966 de acuerdo con el Decreto del Comité Central del PCUS y el Consejo de Ministros de la URSS No. 9K " y " Soyuz-11K " y principalmente naves espaciales de reconocimiento de la serie Kosmos , también desarrolladas por la rama Kuibyshev [36] .
El vehículo de lanzamiento 11A511 Soyuz se creó sobre la base del vehículo de lanzamiento 11A57 Voskhod . [34] El cambio principal se realizó en el bloque de la tercera etapa, que se actualizó para mejorar aún más el rendimiento energético del vehículo de lanzamiento.
El desarrollo de esta modificación comenzó a mediados de 1963 . En ese momento, OKB-1 estaba desarrollando el complejo tripulado Soyuz 7K-9K-11K para volar alrededor de la luna. Según los datos iniciales iniciales (finales de 1962 - principios de 1963), la masa de la nave espacial Soyuz en órbita sería de 5,8 toneladas.
Su lanzamiento se previó con la ayuda de un portaaviones unificado 11A57 Voskhod basado en el cohete R-7A. Sin embargo, a mediados de 1963, cuando durante el desarrollo la masa de diseño del barco superó las 6 toneladas, y la masa del carenado de la cabeza con motores SAS se acercó a las 2 toneladas, quedó claro que el PH 11A57 no podría ponerlo. en la órbita calculada. Se inició una búsqueda de formas de modernizar este vehículo de lanzamiento para aumentar su capacidad de carga.
La modernización de los pasos fue realizada por la sucursal Kuibyshev No. 3 de OKB-1, y la unidad principal fue realizada conjuntamente por OKB-1 y la sucursal No. 3. Externamente, los pasos permanecieron prácticamente sin cambios, pero se modernizaron significativamente. :
La tabla muestra el cronograma para finalizar los componentes principales del vehículo de lanzamiento 11A57 y el equipo de tierra para probar el vehículo de lanzamiento 11A511 y el complejo Soyuz (objetos 7K, 9K y 11K) [36] .
El vehículo de lanzamiento Soyuz es fácilmente reconocible por los cuatro bloques laterales cónicos de la primera etapa, que distingue a todos los Soyuz de otros vehículos de lanzamiento, así como el característico carenado con cuatro rectángulos de estabilizadores de celosía y la “torre” específica del sistema de rescate de emergencia. en la parte superior.
La longitud total del vehículo de lanzamiento no supera los 50,67 m y depende del tipo de nave espacial que se lance. El tamaño transversal máximo del vehículo de lanzamiento se mide por el extremo de los timones de aire y es de 10 my 30 cm, el peso de lanzamiento no supera las 308 toneladas y la masa total de combustible no supera las 274 toneladas. La masa seca del vehículo de lanzamiento con cartuchos de transporte y carga útil no supera las 34 toneladas y depende del tipo de nave espacial que se lance.
Los sistemas de propulsión del vehículo de lanzamiento Soyuz permiten desarrollar un empuje total de 413 tf al nivel del mar y más de 505 tf en el vacío.
El vehículo de lanzamiento de tres etapas Soyuz consta de:
El vehículo de lanzamiento 11A511 Soyuz permite lanzar cargas útiles de hasta 7,1 toneladas en órbita terrestre baja.
Los motores modificados del misil balístico intercontinental R-7A de dos etapas y el vehículo de lanzamiento de clase media de tres etapas Voskhod se utilizaron como sistemas de propulsión para el vehículo de lanzamiento Soyuz.
La primera etapa constaba de cuatro bloques laterales en forma de cono: aceleradores "B", "C", "G" y "D" con motores autónomos en cada acelerador. Todos los bloques laterales se colocaron a lo largo del bloque central "A" en planos de estabilización mutuamente perpendiculares [37] .
Durante el vuelo del vehículo de lanzamiento, los bloques laterales se apoyaron con sus soportes delanteros en los soportes especiales del bloque central, que se colocaron en el bastidor de potencia del tanque de oxidante. El diseño especial de los soportes aseguraba la percepción de cargas únicamente longitudinales transmitidas desde los bloques laterales, y no impedía la libre separación de los soportes delanteros de los bloques laterales cuando la fuerza longitudinal desaparecía al apagar los motores de los aceleradores laterales [37] .
La separación de los propulsores ocurrió aproximadamente 118 segundos después del lanzamiento.
ConstrucciónEl diseño del bloque lateral del vehículo de lanzamiento Soyuz era típico de todos los vehículos de lanzamiento de la familia R-7 y constaba de las siguientes partes:
El peso seco de la estructura del bloque lateral no superaba las 3,75 toneladas. Antes del lanzamiento, se llenaron los bloques laterales con 155-160 toneladas de combustible.
Sistema de propulsiónCuatro motores de cohetes de combustible líquido de cuatro cámaras del ciclo abierto RD-107 (índice 8D728 ), desarrollado por Valentin Petrovich Glushko en NPO Energomash, se utilizaron como sistemas de propulsión de marcha (PS) de la primera etapa [1] . Los motores estaban montados en el bastidor del extremo delantero de la sección de cola [39] .
Cada motor RD-107 tenía cuatro cámaras de combustión de dirección principales fijas y dos giratorias, fijadas en suspensiones articuladas. La presión en las cámaras de combustión principales es de 58 kg/cm2 , en las cámaras de combustión de dirección - 54 kgf/cm2 [ 40] . El peso del motor seco RD-107 era de 1155 kg [41] . Peso bruto - 1300 kg [37] .
El suministro de combustible a los sistemas de propulsión se realizó mediante una unidad turbobomba (TNA). La turbina THA fue movida por gas de vapor obtenido en el generador de gas durante la descomposición catalítica de peróxido de hidrógeno concentrado al 82 % . El control del vector de empuje, en lugar de usar timones de gas, se llevó a cabo girando pequeñas cámaras de combustión de dirección. Este esquema de trabajo permitió reducir la pérdida de empuje al cambiar su vector [37] .
La segunda etapa incluyó una masa de estructuras del bloque central "A" con carga útil y combustible remanente en los tanques del bloque después de la finalización de la primera etapa. La separación de la segunda etapa tuvo lugar aproximadamente 278 segundos después del lanzamiento [37] .
ConstrucciónEl esquema de diseño y disposición del bloque central del vehículo de lanzamiento Soyuz era similar al bloque central de la segunda etapa del vehículo de lanzamiento Voskhod y constaba de las siguientes partes:
El peso seco del diseño del bloque central "A" no superaba las toneladas 6. Un total de no más de 90-95 toneladas de combustible se llenaron en el bloque central antes del inicio.
Sistema de propulsiónEn la segunda etapa del vehículo de lanzamiento , se utilizó como motor principal el motor de combustible líquido RD-108 (índice 8D721 ), también desarrollado en NPO Energomash.
El motor RD-108 se montó en el marco del extremo delantero del compartimiento de cola usando un marco tubular. El motor constaba de cuatro cámaras de combustión fijas y cuatro cámaras rotatorias desviadas ±35° y que servían como órganos ejecutivos del sistema de control [43] . Los sistemas de propulsión, junto con el resto de los controles del cohete, aseguraron la posición necesaria del cohete en el espacio en la sección activa de la trayectoria y controlaron de forma independiente el cohete en la segunda sección. El motor era un cohete de combustible líquido de ciclo abierto con una bomba de calor común, un sistema de generación de gas y un sistema de presurización automático. El esquema de suministro de combustible era similar a los motores RD-107 de los impulsores laterales [40] .
La presión en las cámaras de combustión principales era de 58 kg / cm 2 , en las cámaras de combustión de dirección - 54 kgf / cm 2 . La presión a la salida de la tobera en el motor RD-108 fue de 0,23 kg/cm 2 [40] . El peso del motor seco era de 1195 kg [37] [41] .
El bloque I mejorado del vehículo de lanzamiento 11A57 Voskhod se utilizó como tercera etapa.
ConstrucciónEl diagrama de diseño y disposición del bloque "I" del vehículo de lanzamiento Soyuz consistió en:
La longitud total del bloque "I" de la tercera etapa no superaba los 6.745 m, el diámetro no superaba los 2.66 m y la masa total superaba poco las 25 toneladas.
Sistema de propulsiónEl motor cohete de combustible líquido altamente confiable del ciclo abierto RD-0110 (índice 11D55 ), desarrollado por Semyon Arievich Kosberg en OKB-154 [1] , se usó como motor en el bloque de la tercera etapa .
El motor RD-0110 con suministro de combustible por turbobomba tenía cuatro cámaras de combustión principales fijas y cuatro giratorias de dirección fijadas en suspensiones articuladas. La presión en las principales cámaras de combustión era de 69,5 kgf/cm2 [44] .
La longitud total del motor no superó los 2,2 my el peso - 408 kg. El tiempo máximo de funcionamiento del motor se limitó a 250 segundos [44] .
El queroseno para reactores T-1 [45] se utilizó como componentes de combustible en todas las etapas del vehículo de lanzamiento . El agente oxidante utilizado fue oxígeno líquido (LOX), un tipo de agente oxidante altamente inflamable e incluso explosivo, aunque no tóxico [46] .
Además, para garantizar el funcionamiento de los sistemas auxiliares, el cohete se alimentó con una pequeña cantidad de peróxido de hidrógeno y nitrógeno líquido .
| Características tácticas y técnicas de las etapas del vehículo de lanzamiento "Soyuz". | ||||||||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Pasos (bloque) | longitud | máx. tamaño transversal, m | máx. diámetro | Masa inicial, t | Peso seco, t | Masa de combustible, t | Sistema de propulsión | Desarrollador de control remoto | Tipo de control remoto | Grado de combustible | oxidante | NT al nivel del mar, tf | NT en mente vacía, ts | Impulso específico a nivel del mar, s | Impulso específico en el vacío, s | Consumo de combustible, kg / s | Consumo de oxidante, kg/s | Relación de expansión de la boquilla | Tiempo de separación, s | máx. tiempo de trabajo, desde |
| Etapa I (bloques B, C, D, E) | 19.825 | 3.82 | 2.68 | 43.325 | 3.75 | 39.475 | RD-107 | VP Glushko | LRE ciclo abierto | queroseno T-1 | oxígeno líquido | 83.5 | 101.5 | 252 | 313 | 88.3 | 218.4 | 149/1 | Т+118 | 140 |
| Etapa II (bloque A) | 28.465 | 2.95 | 2.95 | 100.24 | 6.00 | 93.3 | RD-108 | VP Glushko | LRE ciclo abierto | queroseno T-1 | oxígeno líquido | 79.3 | 99.3 | 252 | 315 | 84.8 | 202.7 | 153/1 | Т+286 | 320 |
| Etapa III (bloque I) | 6.745 | 2.66 | 2.66 | 25.45 | 2.71 | 22.7 | RD-0110 | S. A. Kosberg | LRE ciclo abierto | queroseno T-1 | oxígeno líquido | 30.38 | 326 | Т+526 | 240 | |||||
La diferencia más significativa entre el vehículo de lanzamiento Soyuz y los portaaviones tipo R-7 anteriores destinados a vuelos tripulados fue el nuevo tipo de sistema de rescate de emergencia (SAS) desarrollado por OKB-1. El SAS se "arma" 15 minutos antes del lanzamiento del vehículo de lanzamiento y asegura el rescate de la tripulación en caso de accidente del cohete tanto en la plataforma de lanzamiento como en cualquier parte del vuelo.
El vehículo de lanzamiento Soyuz fue diseñado para lanzar naves espaciales del programa Soyuz del mismo nombre a la órbita terrestre baja . La nave espacial Soyuz consta de tres compartimentos: doméstico (a veces, principalmente en la literatura en inglés, incorrectamente denominado "orbital"), agregado de instrumentos y vehículo de descenso (SA). El SA con los astronautas está en el medio del paquete, por lo que para salvar a la tripulación, es necesario quitar el paquete del cuerpo principal del cohete del compartimiento de servicios públicos y el SA, junto con el carenado de la nariz (GO).
La ubicación de los sistemas de propulsión SAS según el esquema de tracción, en la parte superior de la barra, y no en la parte inferior, debajo de la nave espacial, fue dictada por consideraciones de ahorro de peso y combustible, ya que inmediatamente después de que el vehículo de lanzamiento ganó suficiente altura, la varilla, junto con los motores, fue disparada desde el GO [47] .
En las alas del carenado principal del vehículo de lanzamiento Soyuz, se instalan motores de cohetes de combustible sólido (SSRM) de separación, que conducen la unidad principal desmontable con la tripulación, en el área entre el compartimiento de la unidad de propulsión SAS y la descarga de la cabeza mercado. En la parte superior del módulo hay un pequeño motor para retirarse hacia el carenado de cabeza después de la operación del motor principal del compartimiento de combustible sólido [47] .
El sistema de propulsión de propulsor sólido SAS consta de dos bloques de boquillas múltiples de motores de propulsor sólido (para separar y retraer la unidad principal desmontable) y cuatro motores de cohetes de propulsor sólido de control pequeño.
La nave espacial está conectada al carenado de la cabeza por tres soportes que rodean el vehículo de descenso y "descansan" contra el marco inferior del compartimiento de servicios. En este marco, el vehículo de descenso, por así decirlo, "cuelga".
La fuerza del control remoto SAS al SA se transmite a través de dos cinturones de potencia (superior e inferior) y un alojamiento especial en el que se instala el vehículo de descenso. También hay una fijación adicional en la parte superior de la unidad principal que fija el compartimento del hogar.
En 1965, durante el desarrollo del SAS, quedó claro que, en caso de accidente, la descarga de GO es completamente imposible sin un fuerte golpe en el compartimento de instrumentos y agregados. Para eliminar este problema, se decidió dividir el carenado en dos partes mediante una junta transversal, de manera que cuando se activa el sistema de control del SAS, solo su parte superior se separa del GO. Al mismo tiempo, la parte inferior del GO, junto con el compartimiento de instrumentos y agregados de la nave espacial, permaneció con el cohete.
Para mantener la estabilidad en vuelo, se comenzaron a instalar cuatro estabilizadores de celosía en el GO. Tal esquema estructural y de diseño de la unidad principal SAS desmontable se convirtió en la base para todas las modificaciones de los cohetes Soyuz y Soyuz en el futuro.
Dependiendo del momento del accidente, el rescate de la tripulación se proporcionó de acuerdo con uno de los tres programas principales [49] :
1. El programa se aplicó desde el momento en que el SAS se encendió en modo de espera en la posición de lanzamiento (10 a 15 minutos antes del lanzamiento del cohete) hasta que se dejó caer el carenado principal, junto con lo cual (o algo antes) la propulsión de combustible sólido se cayó el sistema. Según este programa, en el momento del accidente se encendió una alarma en la consola de los cosmonautas, los sistemas de propulsión del vehículo de lanzamiento se apagaron en caso de emergencia (sólo en caso de accidentes después de 20 s de vuelo), el la nave espacial se dividió a lo largo de la unión entre el SA y el compartimento de instrumentos y agregados, las conexiones de alimentación sujetaban el SA y el compartimento doméstico dentro del carenado principal. A continuación, se dividió la junta transversal en la parte media del GO y se abrieron los estabilizadores de celosía. Simultáneamente con la apertura de los estabilizadores, se pone en marcha el motor principal de combustible sólido. Durante el funcionamiento del motor principal, los motores de dirección de dirección se encienden, formando la trayectoria de retirada de la unidad principal desmontable. El OGB debe elevarse a una altura de al menos 850 metros y alejarse del punto de partida hacia un lado por al menos 110 metros.
En la región del vértice de la trayectoria de retirada, el SA se separa del compartimento utilitario y se enciende el motor de separación de combustible sólido, asegurando la retirada del carenado junto con el compartimento utilitario a una distancia segura del AC. Después de la separación del vehículo de descenso, se activa el sistema de control de descenso, que debería amortiguar las perturbaciones angulares del SA obtenidas durante la separación. Luego, al comando del dispositivo de programa-tiempo (en caso de accidente a baja altura) o al comando del sensor barométrico (en caso de accidente a gran altura), comenzó la entrada del sistema de paracaídas. En caso de accidente, en los primeros 26 segundos de vuelo, se supone que el SA aterriza en un paracaídas de reserva , y después de 26 segundos de vuelo, en el principal. En el proceso de descenso en paracaídas, los sistemas de a bordo de la SA se prepararon para el aterrizaje. Cuando se activa el motor del cohete de combustible sólido, la tripulación puede experimentar sobrecargas de hasta 10 g. El empuje de propulsor sólido es de 76 tf y el tiempo de funcionamiento es inferior a 2 segundos.
Según este escenario, la tripulación de la nave espacial Soyuz T-10-1 fue rescatada , cuyo vehículo de lanzamiento explotó justo en la plataforma de lanzamiento [49] .
2. El programa se activa en caso de accidentes entre 161 y 522 segundos de vuelo. Según este programa, en el momento de un accidente, se activa una alarma en la consola de los cosmonautas, los sistemas de propulsión del vehículo de lanzamiento se apagan en caso de emergencia y los sistemas a bordo de la SA se transfieren a un modo de emergencia de operación.
Después de un cierto retraso de tiempo, se separó el compartimento doméstico y luego se separaron el SA y el compartimento de instrumentos y agregados. Tras la separación, el sistema de control de descenso desplegó el vehículo de descenso en el plano de cabeceo y, al entrar en la atmósfera, aseguró su descenso en el modo de “máxima calidad aerodinámica”. Con una nueva disminución en SA, el sistema de aterrizaje funcionó de acuerdo con el programa regular;
3. En caso de accidente, después de 522 segundos y antes de entrar en órbita, los compartimentos de la nave espacial se dividen según el esquema estándar, pero el descenso debía realizarse a lo largo de una trayectoria balística, mientras que las sobrecargas podían superar los 10 g.
Sobre la base del vehículo de lanzamiento 11A511 Soyuz, se desarrollaron dos modificaciones: Soyuz-L y Soyuz-M, y más tarde el vehículo de lanzamiento se convirtió en la base del vehículo de lanzamiento Soyuz-U . [cincuenta]
Para llevar a cabo la prueba de la cabina lunar (objeto " T2K ") del cohete y complejo espacial N1-LZ sobre la base del cohete portador 11A511 "Soyuz", se desarrolló su modificación: el vehículo de lanzamiento " Soyuz-L ". Esta modificación se distinguió por una forma inusual de sobrecalibre del carenado de la cabeza. [cincuenta]
En 1970-1971, se realizaron 3 lanzamientos del cohete portador 11A511L desde el cosmódromo de Baikonur con las naves espaciales Kosmos-379 , Kosmos-398 y Kosmos-434 . [cincuenta]
Para poner en órbita la nave de investigación militar Soyuz "7K-VI" , que fue desarrollada a mediados de la década de 1960 por los equipos de la rama Kuibyshev de TsKBEM y la planta Progress, se desarrolló una modificación 11A511M " Soyuz-M " sobre la base del vehículo de lanzamiento 11A511 . [cincuenta]
Después del cierre de los programas para modificaciones militares de la nave espacial Soyuz , los vehículos de lanzamiento fabricados en ese momento se convirtieron a la capacidad de lanzar satélites de reconocimiento del tipo Zenit-4MT Orion (índice - 11F629), desarrollado por el mismo TsSKB-Progress. [51]
En 1971-1976, ocho naves espaciales de propósito especial del tipo Zenit-4M Orion fueron lanzadas con éxito desde el cosmódromo de Plesetsk utilizando el 11A511M. [52] [53] .
Todos los lanzamientos del cohete portador Soyuz-M se realizaron desde el Cosmódromo de Plesetsk (cosmódromo) , desde las plataformas de lanzamiento No. 41/1 y No. 43/4 . [54]
En 1970-1973, se desarrolló la modificación Soyuz-U (índice - 11A511U ), que estaba destinada a lanzar naves espaciales tripuladas y de carga del tipo Soyuz , vehículos de transporte no tripulados del tipo Progress , naves espaciales de la serie Kosmos , " Resurs-F ", " Photon ", " Bion ", así como una serie de naves espaciales extranjeras. La principal diferencia entre el vehículo de lanzamiento Soyuz-U y el base era el uso de motores de primera y segunda etapa con características de mayor energía [55] .
Al 18 de mayo de 2012 se realizaron un total de 771 lanzamientos de esta modificación.
"Soyuz-FG" - modificación de "Soyuz-U". Los motores de la 1.ª y 2.ª etapa se instalaron con nuevos cabezales de inyección (de ahí el "FG" en el nombre del cohete), desarrollados para el vehículo de lanzamiento Soyuz-2, con modificaciones mínimas en el sistema de control analógico. Fue operado de 2001 a 2019, se realizaron 70 lanzamientos, uno de ellos fue de emergencia. La operación se terminó debido a la transición a Soyuz-2.
El vehículo de lanzamiento Soyuz-2 es una familia de vehículos de lanzamiento de clase media de tres etapas desarrollados en TsSKB-Progress sobre la base del vehículo de lanzamiento Soyuz-U a través de una profunda modernización. Primer vuelo en 2004, más de 100 lanzamientos completados en 2020.
La masa de la carga útil lanzada a la órbita terrestre baja es de 2800 kg a 9200 kg, según la modificación y el punto de lanzamiento. Nombre del proyecto - "Rus" [56] .
Los vehículos de lanzamiento Soyuz-ST son una familia de vehículos de lanzamiento de clase media de tres etapas creados sobre la base del vehículo de lanzamiento Soyuz-2 para proporcionar lanzamientos comerciales desde el cosmódromo de Kourou . Las principales diferencias entre el cohete y la versión básica son el refinamiento del sistema de control para recibir telecomandos desde tierra para detener el vuelo y el refinamiento de la telemetría para las estaciones terrestres europeas para recibir información de telemetría [57] . Primer vuelo en 2011, 23 lanzamientos completados en 2020.
El vehículo de lanzamiento Soyuz-ST-A , creado sobre la base del vehículo de lanzamiento Soyuz 2-1a , es capaz de lanzar naves espaciales que pesan hasta 2810 kg en una órbita de geotransferencia ( GPO ) y en una órbita sincrónica solar ( SSO ) con una altura de 820 km - vehículos que pesan hasta 4230 kg [58] . Soyuz -ST-B , basado en el misil Soyuz 2-1b , es capaz de lanzar hasta 3250 kg en el GPO y hasta 4900 kg en el MTR [58] .
Se llevaron a cabo un total de 32 lanzamientos del vehículo de lanzamiento Soyuz (un lanzamiento de emergencia y una falla del cohete en la posición inicial antes del lanzamiento).
El primer lanzamiento del vehículo de lanzamiento Soyuz 11A511 tuvo lugar el 28 de noviembre de 1966 . Una Soyuz no tripulada (" Kosmos-133 ") fue puesta en órbita.
El último lanzamiento tuvo lugar el 14 de octubre de 1976, se puso en órbita la nave de transporte 7K-T (" Soyuz-23 ") .
Todos los lanzamientos del cohete portador Soyuz se realizaron desde el Cosmódromo de Baikonur , desde las plataformas de lanzamiento No. 1 y No. 31 , y desde 1970 solo desde la plataforma de lanzamiento No. 1.
La primera transmisión televisiva del lanzamiento de un cohete soviético al espacio tuvo lugar el 26 de octubre de 1968, durante el lanzamiento de la nave espacial Soyuz-3 pilotada por Georgy Beregov .
Después del lanzamiento exitoso del vehículo de lanzamiento Soyuz el 28 de noviembre de 1966 con el aparato Soyuz 7K-OK de la serie No. 2, el próximo lanzamiento de prueba estaba programado para el 14 de diciembre de 1966 .
Se decidió utilizar como carga útil la Soyuz 7K-OK serie No. 1. Dado que este dispositivo no contaba con un par, era imposible verificar el modo de atraque automático, pero sí se podía verificar el funcionamiento de la nave. sistemas de tablero. [55]
Durante la preparación del lanzamiento, el pirozapal no funcionó en uno de los bloques laterales. La automatización dio un "colgado" y el cohete se quedó en el inicio. Se iniciaron los trabajos de vaciado del combustible, el personal abandonó el búnker y se encontraba al pie del cohete. 27 minutos después de que se cancelara el lanzamiento, el sistema de rescate de emergencia del barco funcionó de repente. Al final resultó que, este sistema permaneció encendido y continuó monitoreando el estado y la posición del barco.
Después de un tiempo, los sensores giroscópicos registraron la desviación angular de la nave espacial, que apareció debido a la rotación de la Tierra, y emitieron una señal de emergencia. El vehículo de descenso y el compartimento utilitario se elevaron a una altura de aproximadamente un kilómetro con la ayuda de motores de combustible sólido, donde el vehículo de descenso se separó y descendió en paracaídas. [55]
En el compartimiento del conjunto de instrumentos, que permaneció en el vehículo de lanzamiento, el refrigerante se incendió y salió de las tuberías, en las que no había válvulas de retención. Veintisiete minutos después de la separación del sistema de rescate de emergencia, se sucedieron varias explosiones, pero esta vez fue suficiente para que la mayoría de las personas tuvieran tiempo de abandonar la zona de peligro. El comandante Korostylev del departamento de pruebas decidió no correr, sino esconderse detrás de la pared de la valla y murió, asfixiado por el humo. Dos soldados más murieron el día después del incendio.
Después del desastre, se decidió realizar lanzamientos de prueba adicionales y suspender temporalmente los vuelos tripulados. Para un nuevo lanzamiento, comenzaron a preparar la Soyuz 7K-OK No. 3, cuyo lanzamiento estaba previsto para el 15 de enero de 1967 . El lanzamiento de las Soyuz No. 4 y No. 5 tripuladas estaba programado para marzo de 1967.
El lanzamiento del barco "7K-OK" No. 3 (" Cosmos-140 ") con un maniquí a bordo tuvo lugar el 7 de febrero de 1967 . El lanzamiento fue exitoso, aunque debido a fallas en el sistema de orientación, el barco consumió demasiado combustible, no pudo completar todas las tareas y se vio obligado a aterrizar en un área no planificada, en el Mar de Aral , donde posteriormente se hundió.
5 de abril de 1975 , 11:04 a. m., cosmódromo de Baikonur , complejo de lanzamiento n. ° 1 . El lanzamiento del vehículo de lanzamiento Soyuz 11A511 , que se suponía que pondría la nave espacial Soyuz-18A en órbita terrestre baja .
La tripulación a bordo de la nave espacial estaba formada por:
Cuando la nave espacial se puso en órbita, se produjo una falla en el funcionamiento de los sistemas de a bordo de la tercera etapa del vehículo de lanzamiento, y la automatización tomó una decisión sobre la separación de emergencia de la nave espacial del portaaviones. La separación se produjo a una altitud de unos 150 kilómetros sobre la superficie terrestre.
El descenso de la nave espacial a la Tierra se produjo a lo largo de una trayectoria balística con grandes sobrecargas, alcanzando los 15g. El módulo de descenso de la nave espacial aterrizó al suroeste de la ciudad de Gorno-Altaisk en la ladera de una montaña. Después de tocar la superficie de la tierra, el vehículo de descenso rodó por la pendiente y se detuvo solo cuando se enganchó en un árbol que crecía al borde del abismo. Los astronautas escaparon porque no dispararon el paracaídas. Fueron evacuados del vehículo de descenso en helicóptero.
La duración del vuelo de los astronautas fue de 21 minutos 27 segundos.
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