| RN 11A511 Soyuz | |
|---|---|
| | |
| Informatii generale | |
| Țară | URSS |
| Familie | R-7 |
| Index | 11A511 |
| Scop | rapel |
| Dezvoltator | OKB-1 , TsSKB-Progress |
| Producător | TsSKB-Progres |
| Principalele caracteristici | |
| Numărul de pași | 3 |
| Lungime (cu MS) | 49,012 m [1] (50,67 m [2] ) [com. unu] |
| Diametru | 10.303 m [3] |
| Greutate uscata | 33.750 t (cu sarcină utilă) [3] |
| greutate de pornire | 307.650 t [1] |
| Tipul de combustibil | T1 + LOX |
| Masa combustibilului | 273.900 t |
| Încărcătură utilă | 7K-OK , 7K-T , 7K-TA |
| Masa sarcinii utile | |
| • la LEO | ~ 7.100 t |
| Sistem de control | combinat, analogic |
| Istoricul lansărilor | |
| Stat | operațiune finalizată |
| Locații de lansare | Baikonur , siturile nr. 1 , nr. 31 |
| Numărul de lansări | 32 [4] (31 [5] [com. 2] ) |
| • de succes | 30 [4] [5] |
| • fără succes | 2 [4] (1 [5] ) |
| Primul start | 28 noiembrie 1966 |
| Ultima alergare | 14 octombrie 1976 |
| Opțiuni | Soyuz-L , Soyuz-M , Soyuz-U |
| Prima etapă - blocuri laterale „B”, „C”, „G”, „D” | |
| Lungime | 19.825 m |
| Diametru | 2.680-3.820 m (max) |
| Greutate uscata | patru? 3.750 t |
| greutate de pornire | patru? 43.325 t |
| Motoare de marș | 4 × 8D728 ( RD-107 ) |
| împingere | 83,5 tf (pe Pământ ) (101,5 tf (în vid )) |
| Impulsul specific | 252 / 313 s |
| Ore de lucru | 140 s |
| Combustibil | T1 + LOX |
| Combustibil | T1 |
| Oxidant | LOX |
| Al doilea pas este blocul central "A" | |
| Lungime | 28.465 m |
| Diametru | 2.950 m |
| Greutate uscata | 6 t |
| greutate de pornire | 100.240 t |
| motor de sustinere | 8D727 ( RD-108 ) |
| împingere | 79,3 tf (pe Pământ ) (99,3 tf (în vid )) |
| Impulsul specific | 252 / 315 s |
| Ore de lucru | 320 s |
| Combustibil | T1 + LOX |
| Combustibil | T1 |
| Oxidant | LOX |
| A treia etapă - blocul „I” | |
| Lungime | 6.745 m |
| Diametru | 2.660 m |
| Greutate uscata | 2.710 t |
| greutate de pornire | 25.450 t |
| motor de sustinere | 11D55 ( RD-0110 ) |
| împingere | (30,38 tf (în vid )) |
| Impulsul specific | 326 s |
| Ore de lucru | 240 s |
| Combustibil | T1 + LOX |
| Combustibil | T1 |
| Oxidant | LOX |
| Etapa a patra - unitate principală cu telecomandă SAS | |
| Lungime | 12.913 m |
| Diametru | 3.000 m |
| greutate de pornire | 8.510 t |
| motor de sustinere | turboventilator |
| Ore de lucru | 161 s |
| Fișiere media la Wikimedia Commons | |
„Soyuz” (index URV Strategic Missile Forces [com. 3] - 11A511 ) este un vehicul de lansare sovietic în trei etape (RN) din clasa de mijloc din familia R-7 , conceput pentru a lansa nave spațiale cu echipaj de tip Soyuz într-un orbita circulară a Pământului cu o înclinare constantă a orbitei și nave spațiale automate din seria Kosmos .
A fost dezvoltat și fabricat în filiala Kuibyshev nr. 3 a OKB-1 (acum TsSKB-Progress ) sub conducerea lui Dmitri Ilici Kozlov și Serghei Pavlovici Korolev pe baza vehiculelor de lansare R-7A și Voskhod .
Cu vehiculul de lansare Soyuz, au fost lansate toate Soyuz 7K-OK , primele 11 nave spațiale Soyuz 7K-T , precum și prima Soyuz 7K-TA (pentru stația orbitală Salyut-3 ). Un total de 32 de lansări au fost făcute între 1966 și 1976, dintre care 30 au avut succes .
Pe baza vehiculului de lansare, au fost dezvoltate trei modificări: „ Soyuz-L ” - pentru testarea cabinei lunare a rachetei N1-LZ și a complexului spațial ; " Soyuz-M " - pentru lansarea sateliților de recunoaștere cu scop special de tip Zenit-4MT pe orbită apropiată de Pământ ; și, ulterior, " Soyuz-U " - pentru lansarea navelor spațiale precum " Soyuz " și " Progress ", precum și a multor nave spațiale din seria: " Cosmos ", " Resource-F ", " Photon ", " Bion " în orbita aproape de Pământ și o serie de dispozitive străine. Ulterior, au fost create modificări mai noi, precum și o familie de rachete Soyuz-2 , care sunt încă utilizate pe scară largă astăzi (2020) .
La 1 octombrie 2001, în onoarea aniversării zborului lui Iuri Gagarin în spațiu și a rachetei R-7 , care a fost produsă în Samara din 1958, un monument al vehiculului de lansare Soyuz al Muzeului „Samara Cosmic” a numit după ce D. I. Kozlov a fost ridicat la Samara .
Istoria creării vehiculului de lansare Soyuz începe la 20 mai 1954 , când Comitetul Central al PCUS și Consiliul de Miniștri al URSS au adoptat Decretul nr . -1 sub conducerea lui Serghei Pavlovici Korolev , sarcina a fost oficial setată pentru a crea o rachetă balistică capabilă să transporte o sarcină termonucleară și cu o rază de zbor de până la 10 mii de kilometri [6] .
Bazele teoretice pentru crearea motoarelor de rachetă și a centralelor electrice pentru sistemele de rachete au fost formate la NII-1 al NKAP al URSS sub conducerea lui Mstislav Vsevolodovich Keldysh [6] .
Proiectarea directă a rachetei R-7 a început la OKB-1 în 1953 sub conducerea lui Serghei Pavlovici Korolev, Dmitri Ilici Kozlov a fost numit proiectant principal pentru R-7, iar Serghei Sergeevici Kryukov a condus departamentul de proiectare OKB-1 pentru R- 7 . Noi motoare puternice pentru R-7 au fost dezvoltate în paralel la OKB-456 , sub conducerea lui Valentin Petrovici Glushko [6] [7] .
Sistemul de control al rachetelor a fost proiectat la NII-885 (acum - FSUE "NPTSAP" ) sub conducerea lui Nikolai Alekseevich Pilyugin , iar producția a fost încredințată fabricii Harkov " Kommunar " [8] .
La Institutul de Probleme de Control al Academiei de Științe a URSS, sub conducerea lui Boris Nikolaevich Petrov , au fost dezvoltate un sistem de golire a rezervorului și un sistem de sincronizare a consumului de combustibil al rachetei . Dezvoltarea sistemului de control radio a fost efectuată la NII-885 sub conducerea lui Mihail Sergeevich Ryazansky [9] .
La NII-944 (acum FSUE „NPTSAP”), sub conducerea lui Viktor Ivanovich Kuznetsov , au fost proiectate instrumente giroscopice ale sistemului de control, sisteme pentru detonarea automată a rachetelor au fost proiectate de Boris Evseevich Chertok la OKB-1 și un sistem de măsurare telemetrică a fost proiectat de Alexei Fedorovich Bogomolov la OKB MPEI [9] .
Concomitent cu începerea dezvoltării unui nou ICBM, a fost creată o comisie, condusă de generalul locotenent Vasily Ivanovich Voznyuk , care a luat în considerare problema construirii unui sit special de testare. [6] Complexul de lansare a fost dezvoltat la Biroul de Proiectare de Stat „Spetsmash” sub conducerea lui Vladimir Pavlovich Barmin [9] .
În februarie 1955, pentru a testa caracteristicile de performanță ale unui ICBM promițător sub comanda generalului Georgy Maksimovici Shubnikov , a fost creat un nou site de testare de cercetare nr. 5 al Ministerului Apărării al URSS ( NIIP-5 ), care mai târziu a devenit Cosmodromul Baikonur . . Locul de construcție - Kazahstan , gara Tyura-Tam , regiunea Kzyl-Orda [6] [7] .
Proiectul preliminar al R-7 a fost gata la OKB-1 pe 24 iulie 1954. Conform proiectului, un ICBM cu o greutate de lansare de 280 de tone, o tracțiune în apropierea solului de 404 tone și o lungime de 34,2 m trebuia să livreze un focos cu o greutate de 5,4 tone la o distanță de 8240 km [10] . Testele de zbor ale R-7 au început pe 15 mai 1957 .
Prima lansare nu a avut succes. Racheta 8K71 nr. M1-5 în versiunea de măsurare a zburat aproximativ 400 km și s-a prăbușit în urma unui incendiu. Doar cea de-a patra lansare a avut succes, care a avut loc la 21 august 1957 [11] .
Chiar înainte ca ICBM-urile R-7 să fie puse în funcțiune în 1959, s-a decis să se construiască instalația Angara lângă satul Plesetsk , regiunea Arhangelsk (acum Cosmodromul Plesetsk ) special pentru punerea în serviciu de luptă a rachetelor balistice de acest tip [12] .
În același 1959, în URSS a fost creat un nou tip de trupe - Forțele strategice de rachete (RVSN), care au început să primească rachete balistice intercontinentale R-7. Prin Decretul Comitetului Central al PCUS și al Consiliului de Miniștri al URSS nr. 192-20 din 20 ianuarie 1960, ICBM R-7 a fost pus în funcțiune. Au fost efectuate în total 30 de lansări de rachete R-7, dintre care 20 au avut succes [13] .
Odată cu introducerea în exploatare a rachetelor R-7, industria s-a confruntat cu o sarcină dificilă: să furnizeze muniția necesară forțelor de rachete nou create și locurilor de testare în construcție. Uzina experimentală OKB-1 nu avea suficientă capacitate de producție pentru producția în serie de rachete R-7 [12] .
Prin urmare, la 2 ianuarie 1958, a fost adoptată o rezoluție a Comitetului Central al PCUS și a Consiliului de Miniștri al URSS nr. 2-1ss / OV [14] , în care Uzina de aviație de stat Kuibyshev nr. 1 numită după Osoaviakhim (GAZ nr. 1, Uzina de progres ) a Ministerului Industriei Aviației a fost prescrisă oprirea producției de aeronave Tu-16 , reconstruirea producției și stăpânirea producției de ICBM-uri R-7, indice 8K71 , cu lansarea a trei produse de zbor în al patrulea trimestru al anului 1958 [12] [15] [16] .
În Kuibyshev , pentru a stăpâni producția, Korolev trimite o echipă de ingineri condusă de Dmitri Ilici Kozlov [12] . Termenele în care trebuia îndeplinită această sarcină au fost extrem de strânse, dar echipa fabricii, condusă de directorul fabricii Viktor Yakovlevich Litvinov și proiectantul principal Dmitri Ilici Kozlov, a făcut față sarcinii [12] .
Dezvoltarea rachetei la fabrica nr. 1 a avut succes și deja la sfârșitul anului 1958 primele trei rachete au fost fabricate și predate clienților, iar la 17 februarie 1959, prima rachetă R-7 în serie a fost lansată cu succes din locul de testare Baikonur [12] [16] .
Pentru sprijinul direct de proiectare și modernizarea rachetelor fabricate de fabrică, pe teritoriul fabricii nr. 1, S. P. Korolev, prin ordinul OKB-1 nr. 74 din 25 iulie 1959 , a creat un departament special de proiectare nr. 25 OKB- 1, care, în conformitate cu decretul Comitetului Central al PCUS și al Consiliului de Miniștri al URSS nr. 715-296 din 23 iunie 1960 [17] , s-a transformat în Filiala nr. 3 cu o desfășurare în orașul Kuibyshev . Ulterior, în 1974, biroul de proiectare a fost redenumit TsSKB [18] .
Pe baza rachetei balistice intercontinentale în două etape R-7, creată în biroul de proiectare al lui S.P. Korolev în 1953-1957, au fost dezvoltate peste zece modificări ale vehiculelor de lansare spațială (LV) [19] . La 4 octombrie 1957, vehiculul de lansare Sputnik în trei trepte , creat pe baza sa , a lansat pe orbită primul satelit artificial Pământean , PS-1 [19] [20] .
În paralel cu R-7, în perioada 1958-1959, OKB-1, împreună cu TsSKB și Uzina nr. 1, au dezvoltat o versiune îmbunătățită a ICBM R-7A (indice URV RVSN - 8K74) [21] . Racheta R-7 în două trepte avea o lungime de 33 de metri, o greutate maximă de lansare de 278 de tone și o rază de tragere maximă de 8.000 de kilometri [16] .
La sfârșitul anului 1959, în paralel cu lansarea ICBM R-7, a început dezvoltarea R-7A, a cărui producție în serie în Kuibyshev a început în trimestrul III al anului 1960 [18] . Greutatea de pornire a 8K74 a fost de 276 de tone (8K71 - 278 de tone), lungimea - 31.065 m, raza maximă de tragere nu mai mult de 12.000 km [16] . Un adaptor conic a apărut pe compartimentul instrumentului R-7A pentru a andoca un focos mai mic cu blocul „A”. Noul sistem de control inerțial a preluat funcțiile sistemului de control radio, cu excepția controlului de rază. S-a realizat o oarecare uşurinţă a designului rachetei (datorită frezării chimice a pereţilor rezervorului). Timpul de pregătire a rachetei pentru lansare a fost redus, ca urmare a creșterii gradului de pregătire pentru luptă [18] .
Prima lansare ca parte a testelor de zbor a avut loc pe 23 decembrie 1959, ultima pe 7 iulie 1960. ICBM R-7A a fost adoptat de către Forțele Strategice de Rachete prin rezoluția Comitetului Central al PCUS și a Consiliului de Miniștri al URSS nr. 1001-416 din 12 septembrie 1960 [22] .
Departamentul de Apărare al SUA și NATO au desemnat rachetele SS-6 și , respectiv, Sapwood . Direcția principală de rachete și artilerie a Ministerului Apărării al URSS a folosit indexul 8K74 [16] .
În familia de vehicule de lansare R-7A, se pot distinge următoarele tipuri:
Începând cu 2011, au fost produse peste 1.760 de rachete din toate modificările vehiculelor de lansare bazate pe racheta balistică intercontinentală R-7 [22] .
După lansările de succes ale rachetelor de transport „ Vostok ” și „ Voskhod ” în 1958-1963, S.P. Korolev a început să dezvolte o direcție fundamental nouă în cosmonautica cu echipaj [32] .
Nu au fost luate în considerare doar zboruri simple, cu un maxim de întâlnire pasivă a navelor datorită formării balistice inițiale, ci și zboruri de grup, întâlnire activă, andocare și trecerea astronauților de la navă la navă. Pentru implementarea zborurilor pe termen lung, s-a planificat asigurarea unor condiții mai mult sau mai puțin confortabile pentru astronaut, pentru care a fost introdus un compartiment de uz casnic în navele spațiale de nouă generație [32] .
De asemenea, a fost planificat un zbor de două persoane în jurul Lunii , pentru care urma să fie asamblat pe orbita apropiată a Pământului un complex format din nava spațială cu echipaj Soyuz-7K și treapta superioară a rachetei Soyuz-9K, care, la rândul său, a fost alimentată în pe orbita unui tanc de realimentare Soyuz-11K. Nava spațială Soyuz-7K, unitatea de rachete Soyuz-9K și tancul de realimentare Soyuz-11K trebuiau folosite pentru lansarea pe orbită de către un vehicul de lansare de clasă medie. Cu toate acestea, raportul putere-greutate al celui mai puternic [33] , la acea vreme, RN 11А57 ("Voskhod"), din 1963, nu era suficient pentru a implementa misiunea intenționată. În plus, problema dotării navei spațiale cu echipaj Soyuz-7K cu un sistem activ de salvare de urgență (SAS) a fost foarte acută, capabilă să efectueze în mod fiabil acțiuni de salvare a cosmonauților în cazul unei situații de urgență care amenință viața echipajului, în toate zonele zborului vehiculului de lansare [ 16] [32] [34] .
De remarcat, de asemenea, că în 1962-1963, în Filiala Kuibyshev nr. 3, se lucrează la crearea unei nave spațiale automate de tip Zenit-4MT pentru introducerea ridicării topografice în interesul Ministerului Apărării al URSS, care de asemenea a necesitat o creștere a energiei vehiculului de lansare de bază [35] .
Astfel, a devenit necesară dezvoltarea unei noi modificări a vehiculului de lansare. Ulterior, această modificare a primit indexul 11A511 și denumirea „Soyuz”, a fost folosită pentru lansarea navelor spațiale cu echipaj de tip „ Soyuz ”, iar mai târziu pentru vehicule de transport de marfă de tip „ Progres ” [36] [16] .
Vehiculul de lansare în trei etape al clasei medii 11A511 " Soyuz " a fost dezvoltat de KFTsKBEM în 1966 în conformitate cu Decretul Comitetului Central al PCUS și al Consiliului de Miniștri al URSS nr. 9K " și " Soyuz-11K " și în principal nave spațiale de recunoaștere din seria Kosmos , dezvoltate tot de filiala Kuibyshev [36] .
Vehiculul de lansare 11A511 Soyuz a fost creat pe baza vehiculului de lansare 11A57 Voskhod . [34] Principala modificare a fost adusă blocului de etapă a 3-a, care a fost modernizat pentru a îmbunătăți și mai mult performanța energetică a vehiculului de lansare.
Dezvoltarea acestei modificări a început la mijlocul anului 1963 . Până în acel moment, OKB-1 dezvolta complexul Soyuz 7K-9K-11K pentru zborul în jurul Lunii. Conform datelor inițiale inițiale (sfârșitul anului 1962 - începutul anului 1963), masa navei spațiale Soyuz pe orbită urma să fie de 5,8 tone.
Lansarea sa a fost avută în vedere cu ajutorul unui transportator unificat 11A57 Voskhod bazat pe racheta R-7A. Cu toate acestea, la mijlocul anului 1963, când în timpul dezvoltării masa de proiectare a navei a depășit 6 tone, iar masa carenului de cap cu motoare SAS se apropie de 2 tone, a devenit clar că PH 11A57 nu va fi capabil să o pună. pe orbita calculată. S-a început căutarea unor modalități de modernizare a acestui vehicul de lansare pentru a-i crește capacitatea de transport.
Modernizarea treptelor a fost realizată de filiala Kuibyshev nr. 3 a OKB-1, iar unitatea principală a fost realizată în comun de OKB-1 și filiala nr. 3. Pe plan extern, treptele au rămas practic neschimbate, dar au fost modernizate semnificativ :
În tabel este prezentat programul de finalizare a principalelor componente ale vehiculului de lansare 11A57 și echipamentelor terestre pentru testarea vehiculului de lansare 11A511 și a complexului Soyuz (obiecte 7K, 9K și 11K) [36] .
Vehiculul de lansare Soyuz este ușor de recunoscut prin cele patru blocuri laterale conice ale primei etape, care distinge toate Soyuz-ul de alte vehicule de lansare, precum și prin carenajul caracteristic cu patru dreptunghiuri de stabilizatori cu zăbrele și „turnul” specific sistemului de salvare în caz de urgență. deasupra.
Lungimea totală a vehiculului de lansare nu depășește 50,67 m și depinde de tipul de navă spațială lansată. Dimensiunea transversală maximă a vehiculului de lansare este măsurată la capătul cârmelor de aer și este de 10 m și 30 cm.Greutatea de lansare nu este mai mare de 308 tone, iar masa totală de combustibil nu este mai mare de 274 de tone. Masa uscată a vehiculului de lansare cu cartușe de transport și sarcină utilă nu este mai mare de 34 de tone și depinde de tipul de navă spațială lansată.
Sistemele de propulsie ale vehiculului de lansare Soyuz fac posibilă dezvoltarea unei forțe totale de 413 tf la nivelul mării și mai mult de 505 tf în vid.
Vehiculul de lansare Soyuz în trei etape este format din:
Vehiculul de lansare 11A511 Soyuz face posibilă lansarea sarcinilor utile cu o greutate de până la 7,1 tone pe orbita joasă a Pământului.
Motoarele modificate ale ICBM în două trepte R-7A și vehiculul de lansare de clasă medie în trei trepte Voskhod au fost folosite ca sisteme de propulsie pentru vehiculul de lansare Soyuz.
Prima etapă a constat din patru blocuri laterale în formă de con - acceleratoare „B”, „C”, „G” și „D” cu motoare autonome pe fiecare accelerație. Toate blocurile laterale au fost plasate de-a lungul blocului central „A” în planuri de stabilizare reciproc perpendiculare [37] .
În timpul zborului vehiculului de lansare, blocurile laterale s-au sprijinit cu suporturile lor frontale de suporturi speciale ale blocului central, care au fost plasate pe cadrul de putere al rezervorului de oxidant. Designul special al consolelor a asigurat percepția doar a sarcinilor longitudinale transmise de blocurile laterale și nu a împiedicat separarea liberă a suporturilor frontale ale blocurilor laterale atunci când forța longitudinală a dispărut la oprirea motoarelor de accelerație laterală [37] .
Separarea amplificatoarelor a avut loc la aproximativ 118 secunde de la lansare.
ConstructiiDispunerea de proiectare a blocului lateral al vehiculului de lansare Soyuz a fost tipică pentru toate vehiculele de lansare din familia R-7 și a constat din următoarele părți:
Greutatea uscată a structurii blocurilor laterale nu a fost mai mare de 3,75 tone, 155-160 de tone de combustibil au fost umplute în blocurile laterale înainte de lansare.
Sistem de propulsieCa sisteme de propulsie de marș (PS) ale primei etape au fost utilizate patru motoare de rachetă cu propulsie lichidă cu patru camere ale RD-107 (index 8D728 ) , dezvoltate de Valentin Petrovich Glushko la NPO Energomash . Motoarele au fost montate pe cadrul frontal al secțiunii de coadă [39] .
Fiecare motor RD-107 avea patru camere de ardere principale fixe și două rotative, fixate în suspensii articulate. Presiunea în camerele de ardere principale este de 58 kg/cm2 , în camerele de ardere de direcție - 54 kgf/cm2 [ 40 ] . Greutatea motorului uscat RD-107 a fost de 1155 kg [41] . Greutate brută - 1300 kg [37] .
Alimentarea cu combustibil a sistemelor de propulsie a fost efectuată folosind o unitate turbopompă (TNA). Turbina THA a fost rotită cu abur- gaz obţinut în generatorul de gaz în timpul descompunerii catalitice a peroxidului de hidrogen concentrat 82% . Controlul vectorului de tracțiune, în loc să utilizeze cârme de gaz, a fost efectuat prin rotirea camerelor de ardere a direcției mici. Această schemă de lucru a făcut posibilă reducerea pierderii de forță la schimbarea vectorului său [37] .
A doua etapă a inclus o masă de structuri ale blocului central „A” cu o sarcină utilă și combustibil rămas în rezervoarele blocului după sfârșitul primei etape. Separarea celei de-a doua etape a avut loc la aproximativ 278 de secunde de la lansare [37] .
ConstructiiSchema de proiectare și aspect al blocului central al vehiculului de lansare Soyuz a fost similară cu blocul central al celei de-a doua etape a vehiculului de lansare Voskhod și a constat din următoarele părți:
Greutatea uscată a designului blocului central "A" nu a fost mai mare de 6 tone. În total, nu mai mult de 90-95 de tone de combustibil au fost umplute în blocul central înainte de pornire.
Sistem de propulsieLa a doua etapă a vehiculului de lansare, motorul cu propulsie lichidă RD-108 (indice 8D721 ), dezvoltat tot la NPO Energomash, a fost folosit ca motor principal.
Motorul RD-108 a fost montat pe cadrul frontal al compartimentului din spate folosind un cadru tubular. Motorul era alcătuit din patru camere de ardere fixe și patru camere rotative deviate cu ±35° și servind ca organe executive ale sistemului de control [43] . Sistemele de propulsie, împreună cu restul comenzilor rachetei, asigurau poziția necesară a rachetei în spațiu în secțiunea activă a traiectoriei și controlau independent racheta în secțiunea a doua. Motorul era un motor rachetă cu propulsie lichidă cu ciclu deschis, cu o pompă de căldură comună, un sistem de generare a gazului și un sistem automat de presurizare. Schema de alimentare cu combustibil a fost similară cu motoarele RD-107 ale amplificatoarelor laterale [40] .
Presiunea în camerele principale de ardere a fost de 58 kg/cm 2 , în camerele de ardere de direcţie - 54 kgf/cm 2 . Presiunea la ieșirea duzei în motorul RD-108 a fost de 0,23 kg/cm 2 [40] . Greutatea motorului uscat era de 1195 kg [37] [41] .
Blocul I modernizat de la vehiculul de lansare 11A57 Voskhod a fost folosit ca a treia etapă.
ConstructiiDiagrama de proiectare și aspect a blocului „I” al vehiculului de lansare Soyuz a constat în:
Lungimea totală a blocului „I” al celei de-a treia etape nu a fost mai mare de 6,745 m, iar diametrul nu a fost mai mare de 2,66 m. Masa totală a fost puțin mai mare de 25 de tone.
Sistem de propulsieMotorul rachetă cu propulsie lichidă extrem de fiabil al ciclului deschis RD-0110 (index 11D55 ), dezvoltat de Semyon Arievich Kosberg în OKB-154 [1] , a fost folosit ca motor pe blocul a treia etapă .
Motorul RD-0110 cu alimentare cu combustibil cu turbopompă avea patru camere de combustie principale fixe și patru camere de combustie cu direcție rotativă fixate în suspensii articulate. Presiunea în camerele principale de ardere a fost de 69,5 kgf/cm2 [44] .
Lungimea totală a motorului nu a depășit 2,2 m, iar greutatea - 408 kg. Timpul maxim de funcționare a motorului a fost limitat la 250 de secunde [44] .
T-1 jet kerosen [45] a fost folosit ca componente de combustibil în toate etapele vehiculului de lansare . Agentul oxidant folosit a fost oxigenul lichid (LOX), un tip de oxidant foarte inflamabil și chiar exploziv, deși nu este toxic [46] .
De asemenea, pentru a asigura funcționarea sistemelor auxiliare, racheta a fost alimentată cu o cantitate mică de peroxid de hidrogen și azot lichid .
| Caracteristicile tactice și tehnice ale etapelor vehiculului de lansare "Soyuz" | ||||||||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Pași (bloc) | Lungime, m | Max. dimensiune transversală, m | Max. diametru, m | Masa de pornire, t | Greutate uscată, t | Masa combustibilului, t | Sistem de propulsie | Dezvoltator de telecomandă | Tip telecomandă | Marca de combustibil | Oxidant | NT la nivelul mării, tf | NT în minte vid, ts | Impulsul specific la nivelul mării, s | Impulsul specific în vid, s | Consum de combustibil, kg/s | Consum de oxidant, kg/s | Raport de expansiune a duzei | Timp de separare, s | Max. timp de lucru, de la |
| Etapa I (blocurile B, C, D, E) | 19.825 | 3,82 | 2,68 | 43.325 | 3,75 | 39.475 | RD-107 | V. P. Glushko | Ciclu deschis LRE | kerosenul T-1 | oxigen lichid | 83,5 | 101,5 | 252 | 313 | 88.3 | 218,4 | 149/1 | Т+118 | 140 |
| Etapa II (blocul A) | 28.465 | 2,95 | 2,95 | 100,24 | 6.00 | 93.3 | RD-108 | V. P. Glushko | Ciclu deschis LRE | kerosenul T-1 | oxigen lichid | 79,3 | 99,3 | 252 | 315 | 84,8 | 202,7 | 153/1 | Т+286 | 320 |
| Etapa III (blocul I) | 6.745 | 2,66 | 2,66 | 25.45 | 2,71 | 22.7 | RD-0110 | S. A. Kosberg | Ciclu deschis LRE | kerosenul T-1 | oxigen lichid | 30.38 | 326 | Т+526 | 240 | |||||
Cea mai semnificativă diferență între vehiculul de lansare Soyuz și portavioanele anterioare de tip R-7 destinate zborurilor cu echipaj a fost noul tip de sistem de salvare de urgență (SAS) dezvoltat de OKB-1. SAS este „armat” cu 15 minute înainte de lansarea vehiculului de lansare și asigură salvarea echipajului în cazul unui accident de rachetă atât pe rampa de lansare, cât și pe orice parte a zborului.
Vehiculul de lansare Soyuz a fost proiectat pentru a lansa nave spațiale ale programului Soyuz cu același nume pe orbita joasă a Pământului . Sonda spațială Soyuz este formată din trei compartimente - domestic (uneori, în special în literatura de limba engleză, denumit în mod incorect „orbital”), instrument-agregat și vehicul de coborâre (SA). SA cu astronauții se află în mijlocul pachetului, așa că pentru a salva echipajul, este necesar să scoateți pachetul de pe corpul principal al rachetei din compartimentul utilitar și SA, împreună cu carenul nasului (GO).
Locația sistemelor de propulsie SAS conform schemei de tragere - deasupra tijei și nu în partea inferioară, sub navă spațială, a fost dictată de considerente de economisire a greutății și a combustibilului, deoarece imediat după lansarea vehiculului a câștigat suficientă înălțime, tija, împreună cu motoarele, era trasă din GO [47] .
Pe aripile carenului de cap al vehiculului de lansare Soyuz sunt instalate motoare rachete cu propulsie solidă (SSRM) de separare, conducând unitatea de cap detașabilă cu echipajul, în zona dintre compartimentul unității de propulsie SAS și descărcarea capului. puiul târgului. În partea superioară a modulului se află un mic motor pentru retragerea către carenarea capului după funcționarea motorului principal din compartimentul de combustibil solid [47] .
Sistemul de propulsie cu propulsie solidă SAS este format din două blocuri cu mai multe duze de motoare cu propulsie solidă (pentru separarea și retragerea unității principale detașabile) și patru motoare de rachetă cu combustibil solid de control mic.
Nava spațială este conectată la carena de cap prin trei suporturi care înconjoară vehiculul de coborâre și „se sprijină” de cadrul inferior al compartimentului de facilități. Pe acest cadru, vehiculul de coborâre, parcă, „atârnă”.
Forța de la telecomandă SAS către SA este transmisă prin două curele de putere (superioară și inferioară) și o locație specială în care este instalat vehiculul de coborâre. Există, de asemenea, o prindere suplimentară în partea superioară a unității principale care fixează compartimentul casnic.
În 1965, în timpul dezvoltării SAS, a devenit clar că, în caz de accident, descărcarea GO este complet imposibilă fără o lovitură puternică asupra compartimentului instrumentului agregat. Pentru a elimina această problemă, s-a decis împărțirea carenului în două părți printr-o îmbinare transversală, astfel încât atunci când sistemul de control al SAS este declanșat, doar partea superioară a acestuia să fie separată de GO. În același timp, partea inferioară a GO, împreună cu compartimentul instrument-agregat al navei spațiale, a rămas cu racheta.
Pentru a menține stabilitatea în zbor, pe GO au început să fie instalate patru stabilizatoare cu zăbrele. O astfel de schemă structurală și de aspect a unității principale SAS detașabile a devenit baza pentru toate modificările rachetelor Soyuz și Soyuz în viitor.
În funcție de momentul accidentului, salvarea echipajului a fost asigurată conform unuia dintre cele trei programe principale [49] :
1. Programul a fost aplicat din momentul în care SAS a fost pornit în modul standby în poziția de lansare (10-15 minute înainte de lansarea rachetei) până la scăparea carenului de cap, împreună cu care (sau ceva mai devreme) propulsia cu propulsor solid sistemul a fost abandonat. Conform acestui program, la momentul accidentului a fost activată o alarmă pe consola cosmonauților, sistemele de propulsie ale vehiculului de lansare au fost oprite în caz de urgență (doar în caz de accidente după 20 s de zbor), nava spațială a fost împărțită de-a lungul joncțiunii dintre SA și compartimentul instrumentului agregat, conexiunile de alimentare ținând SA și compartimentul de uz casnic în interiorul carenului capului. Apoi, articulația transversală a fost împărțită în partea de mijloc a GO și stabilizatorii de rețea au fost deschise. Concomitent cu deschiderea stabilizatorilor, motorul principal cu combustibil solid este pornit. În timpul funcționării motorului principal, motoarele de direcție sunt pornite, formând traiectoria de retragere a unității principale detașabile. OGB trebuie să se ridice la o înălțime de cel puțin 850 de metri și să fie îndepărtat de la punctul de plecare în lateral cu cel puțin 110 de metri.
În zona vârfului traiectoriei de retragere, SA este separat de compartimentul utilitar și motorul de separare a combustibilului solid este pornit, asigurând retragerea carenului capului împreună cu compartimentul utilitar la o distanță sigură de AC. După separarea vehiculului de coborâre, este pornit sistemul de control al coborârii, care ar trebui să atenueze perturbațiile unghiulare ale SA obținute în timpul separării. Apoi, la comanda dispozitivului program-timp (în cazul unui accident la altitudini joase) sau la comanda senzorului barometric (în cazul unui accident la altitudini mari), a început intrarea sistemului de parașute. În cazul unui accident, în primele 26 de secunde de zbor, SA trebuie să aterizeze pe o parașută de rezervă , iar după 26 de secunde de zbor, pe cea principală. În procesul de coborâre cu parașuta, sistemele de bord ale SA au fost pregătite pentru aterizare. Când motorul rachetei cu combustibil solid este declanșat, echipajul poate suferi supraîncărcări de până la 10 g. Forța propulsorului solid este de 76 tf, iar timpul de funcționare este mai mic de 2 secunde.
Conform acestui scenariu, echipajul navei spațiale Soyuz T-10-1 a fost salvat , al cărui vehicul de lansare a explodat chiar pe rampa de lansare [49] .
2. Programul se declanșează în cazul unor accidente între 161 și 522 de secunde de zbor. Conform acestui program, în momentul unui accident, o alarmă este activată pe consola cosmonauților, sistemele de propulsie ale vehiculului de lansare sunt oprite în caz de urgență, iar sistemele de bord ale SA sunt transferate într-un mod de urgență de Operațiune.
După o anumită întârziere, compartimentul menajer a fost separat, iar apoi SA și compartimentul instrument-agregat au fost separate. După separare, sistemul de control al coborârii a desfășurat vehiculul de coborâre în planul de pas și, la intrarea în atmosferă, a asigurat coborârea acestuia în modul „calitate aerodinamică maximă”. Cu o scădere suplimentară a SA, sistemul de aterizare a funcționat conform programului obișnuit;
3. În cazul unui accident, după 522 de secunde și înainte de intrarea pe orbită, compartimentele navei spațiale sunt împărțite conform schemei standard, dar coborârea trebuia să aibă loc pe o traiectorie balistică, în timp ce suprasarcinile puteau depăși 10g.
Pe baza vehiculului de lansare 11A511 Soyuz, au fost dezvoltate două modificări: Soyuz-L și Soyuz-M, iar mai târziu vehiculul de lansare a devenit baza vehiculului de lansare Soyuz-U . [cincizeci]
Pentru a efectua testarea cabinei lunare (obiectul " T2K ") a rachetei și a complexului spațial N1-LZ pe baza rachetei de transport 11A511 "Soyuz", a fost dezvoltată modificarea acesteia - vehiculul de lansare " Soyuz-L ". Această modificare s-a remarcat printr-o formă neobișnuită de supracalibrare a carenului capului. [cincizeci]
În 1970-1971, 3 lansări ale rachetei purtătoare 11A511L au fost efectuate din Cosmodromul Baikonur cu navele spațiale Kosmos-379 , Kosmos-398 și Kosmos-434 . [cincizeci]
Pentru a lansa pe orbită nava militară de cercetare Soyuz "7K-VI" , care a fost dezvoltată la mijlocul anilor 1960 de echipele filialei Kuibyshev a TsKBEM și a fabricii Progress, pe baza a fost dezvoltată o modificare 11A511M " Soyuz-M " . a vehiculului de lansare 11A511 . [cincizeci]
După închiderea programelor de modificări militare ale navei spațiale Soyuz , vehiculele de lansare fabricate în acel moment au fost transformate în capacitatea de a lansa sateliți de recunoaștere de tip Zenit-4MT Orion (index - 11F629), dezvoltate de același TsSKB-Progress. [51]
În 1971-1976, opt nave spațiale speciale de tip Zenit-4M Orion au fost lansate cu succes din cosmodromul Plesetsk folosind 11A511M. [52] [53] .
Toate lansările rachetei purtătoare Soyuz-M au fost realizate din cosmodromul Plesetsk (cosmodrom) , din rampele de lansare nr. 41/1 și nr. 43/4 . [54]
În 1970-1973, a fost dezvoltată modificarea Soyuz-U (index - 11A511U ), care era destinată lansării navelor spațiale cu echipaj și marfă de tip Soyuz , vehicule de transport fără pilot de tip Progress , nave spațiale din seria Kosmos , " Resurs-F ", " Photon ", " Bion ", precum și o serie de nave spațiale străine. Principala diferență între vehiculul de lansare Soyuz-U și cel de bază a fost utilizarea motoarelor din prima și a doua etapă cu caracteristici energetice crescute [55] .
La 18 mai 2012, au fost efectuate în total 771 de lansări ale acestei modificări.
„Soyuz-FG” - modificarea „Soyuz-U”. Motoarele etapei 1 și 2 au fost instalate cu capete de injecție noi (de unde „FG” în numele rachetei), dezvoltate pentru vehiculul de lansare Soyuz-2, cu modificări minime la sistemul de control analogic. A fost operat din 2001 până în 2019, au fost finalizate 70 de lansări, una dintre ele a fost de urgență. Operațiunea a fost încheiată din cauza trecerii la Soyuz-2.
Vehiculul de lansare Soyuz-2 este o familie de vehicule de lansare de clasă medie în trei etape dezvoltate la TsSKB-Progress pe baza vehiculului de lansare Soyuz-U prin modernizare profundă. Primul zbor în 2004, peste 100 de lansări finalizate în 2020.
Masa sarcinii utile lansate pe orbita joasă a Pământului este de la 2800 kg la 9200 kg, în funcție de modificarea și punctul de lansare. Numele proiectului - „Rus” [56] .
Vehiculele de lansare Soyuz-ST sunt o familie de vehicule de lansare de clasă medie în trei etape create pe baza vehiculului de lansare Soyuz-2 pentru a oferi lansări comerciale din cosmodromul Kourou . Principalele diferențe dintre rachetă și versiunea de bază sunt perfecționarea sistemului de control pentru primirea telecomenzilor de la sol pentru oprirea zborului și perfecționarea telemetriei pentru stațiile terestre europene pentru primirea informațiilor de telemetrie [57] . Primul zbor în 2011, 23 de lansări finalizate în 2020.
Vehiculul de lansare Soyuz-ST-A , creat pe baza vehiculului de lansare Soyuz 2-1a , este capabil să lanseze nave spațiale cu o greutate de până la 2810 kg pe o orbită de geotransfer ( GPO ) și pe o orbită sincronă cu soarele ( SSO ) cu o înălțime de 820 km - vehicule cu o greutate de până la 4230 kg [58] . Soyuz -ST-B , bazat pe racheta Soyuz 2-1b , este capabil să lanseze până la 3250 kg pe GPO și până la 4900 kg pe MTR [58] .
Au fost efectuate în total 32 de lansări ale vehiculului de lansare Soyuz (o lansare de urgență și o defecțiune a rachetei la poziția de pornire înainte de lansare).
Prima lansare a vehiculului de lansare Soyuz 11A511 a avut loc pe 28 noiembrie 1966 . Un Soyuz fără pilot (" Kosmos-133 ") a fost lansat pe orbită.
Ultima lansare a avut loc pe 14 octombrie 1976, nava de transport 7K-T (" Soyuz-23 ") a fost pusă pe orbită .
Toate lansările rachetei de transport Soyuz au fost făcute din Cosmodromul Baikonur , de la rampele de lansare nr. 1 și nr. 31 , iar din 1970 numai de la rampa de lansare nr. 1.
| Lista lansărilor Soyuz | ||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| numărul de lansare | Data ( UTC ) | numărul de telefon | Data fabricatiei | Încărcătură utilă | Tastați KK | indicele QC | ID-ul NSSDC | SCD | complex de lansare | Rezultat |
| unu | 28 noiembrie 1966 | U15000-02 | 1965 | Cosmos-133 | 7K-OK nr. 2 | 11Ф615 | 1966-107A | 02601 | Baikonur 31 | Succes |
| 2 | 12 decembrie 1966 | U15000-01 | 1965 | — | 7K-OK nr. 1 | 11Ф615 | — | — | Baikonur 31/6 | Accident |
| 3 | 7 februarie 1967 | U15000-04 | 1965 | Cosmos-140 | 7K-OK nr. 3 | 11Ф615 | 1967-009A | 02667 | Baikonur 1 | Succes |
| patru | 23 aprilie 1967 | U15000-03 | 1965 | Soyuz-1 | 7K-OK nr. 4 | 11Ф615 | 1967-037A | 02759 | Baikonur 1 | Succes |
| 5 | 27 octombrie 1967 | U15000-05 | 1965 | Cosmos-186 | 7K-OK nr. 6 | 11Ф615 | 1967-105A | 03014 | Baikonur 31 | Succes |
| 6 | 30 octombrie 1967 | H15000-07 | 1966 | Cosmos-188 | 7K-OK nr. 5 | 11Ф615 | 1967-107A | 03020 | Baikonur 31 | Succes |
| 7 | 14 aprilie 1968 | I15000-07 | 1967 | Cosmos-212 | 7K-OK nr. 8 | 11Ф615 | 1968-029A | 03183 | Baikonur 31 | Succes |
| opt | 15 aprilie 1968 | U15000-06 | 1965 | Cosmos-213 | 7K-OK nr. 7 | 11Ф615 | 1968-030A | 03193 | Baikonur 1 | Succes |
| 9 | 28 august 1968 | B15000-13 | 1968 | Cosmos-238 | 7K-OK nr. 9 | 11Ф615 | 1968-072A | 03351 | Baikonur 31 | Succes |
| zece | 25 octombrie 1968 | I15000-08 | 1967 | Soyuz-2 | 7K-OK nr. 11 | 11Ф615 | 1968-093A | 03511 | Baikonur 1 | Succes |
| unsprezece | 26 octombrie 1968 | I15000-10 | 1967 | Soyuz-3 | 7K-OK nr. 10 | 11Ф615 | 1968-084A | 03516 | Baikonur 31 | Succes |
| 12 | 14 ianuarie 1969 | I15000-12 | 1967 | Soyuz-4 | 7K-OK nr. 12 | 11Ф615 | 1969-004A | 03654 | Baikonur 31 | Succes |
| 13 | 15 ianuarie 1969 | I15000-11 | 1967 | Soyuz-5 | 7K-OK nr. 13 | 11Ф615 | 1969-005A | 03656 | Baikonur 1 | Succes |
| paisprezece | 11 octombrie 1969 | B15000-14 | 1968 | Soyuz-6 | 7K-OK nr. 14 | 11Ф615 | 1969-085A | 04122 | Baikonur 31 | Succes |
| cincisprezece | 12 octombrie 1969 | Yu15000-19 | 1969 | Soyuz-7 | 7K-OK nr. 15 | 11Ф615 | 1969-086A | 04124 | Baikonur 1 | Succes |
| 16 | 13 octombrie 1969 | Yu15000-18 | 1969 | Soyuz-8 | 7K-OK nr. 16 | 11Ф615 | 1969-087A | 04126 | Baikonur 31 | Succes |
| 17 | 1 iunie 1970 | Yu15000-21S | 1969 | Soyuz-9 | 7K-OK nr. 17 | 11Ф615 | 1970-041A | 04407 | Baikonur 31 | Succes |
| optsprezece | 22 aprilie 1971 | 15000-25 Х | 1970 | Soyuz-10 | 7K-T nr. 31 | 11F615A8 | 1971-034A | 05172 | Baikonur 1 | Succes |
| 19 | 6 iunie 1971 | X15000-24 | 1970 | Soyuz-11 | 7K-T nr. 33 | 11F615A8 | 1971-053A | 05283 | Baikonur 1 | Succes |
| douăzeci | 26 iunie 1972 | Yu15000-20 | 1969 | Cosmos-496 | 7K-T nr. 33A | 11F615A8 | 1972-045A | 06066 | Baikonur 1 | Succes |
| 21 | 15 iunie 1973 | С15000-27 | 1971 | Cosmos-573 | 7K-T nr. 36 | 11F615A8 | 1973-041A | 06694 | Baikonur 1 | Succes |
| 22 | 27 septembrie 1973 | С15000-26 | 1971 | Soyuz-12 | 7K-T nr. 37 | 11F615A8 | 1973-067A | 06836 | Baikonur 1 | Succes |
| 23 | 30 noiembrie 1973 | С15000-29 | 1971 | Cosmos-613 | 7K-T nr. 34A | 11F615A8 | 1973-096A | 06957 | Baikonur 1 | Succes |
| 24 | 18 decembrie 1973 | С15000-28 | 1971 | Soyuz-13 | 7K-T nr. 33 | 11F615A8 | 1973-103A | 06982 | Baikonur 1 | Succes |
| 25 | 27 mai 1974 | С15000-32 | 1973 | Cosmos-656 | 7K-TA nr. 61 | 11F615A9 | 1974-036A | 07313 | Baikonur 1 | Succes |
| 26 | 3 iulie 1974 | С15000-31 | 1971 | Soyuz-14 | 7K-TA nr. 62 | 11F615A9 | 1974-051A | 07361 | Baikonur 1 | Succes |
| 27 | 26 august 1974 | С15000-30 | 1971 | Soyuz-15 | 7K-TA nr. 63 | 11F615A9 | 1974-067A | 07421 | Baikonur 1 | Succes |
| 28 | 10 ianuarie 1975 | Х15000-22 | 1970 | Soyuz-17 | 7K-T nr. 38 | 11F615A8 | 1975-001A | 07604 | Baikonur 1 | Succes |
| 29 | 5 aprilie 1975 | X15000-23 | 1970 | Soyuz-18A | 7K-T nr. 39 | 11F615A8 | — | — | Baikonur 1 | Parţial |
| treizeci | 24 mai 1975 | F15000-33 | 1975 | Soyuz-18 | 7K-T nr. 40 | 11F615A8 | 1975-044A | 07818 | Baikonur 1 | Succes |
| 31 | 6 iulie 1975 | F15000-34 | 1975 | Soyuz-21 | 7K-T nr. 41 | 11F615A8 | 1975-064A | 08934 | Baikonur 1 | Succes |
| 32 | 14 octombrie 1976 | E15000-35 | 1976 | Soyuz-23 | 7K-TA nr. 65 | 11F615A9 | 1976-100A | 09477 | Baikonur 1 | Succes |
Prima transmisie de televiziune a lansării unei rachete sovietice în spațiu a avut loc pe 26 octombrie 1968, în timpul lansării navei spațiale Soyuz-3 pilotată de Georgy Beregov .
După lansarea cu succes a vehiculului de lansare Soyuz pe 28 noiembrie 1966 cu aparatul Soyuz 7K-OK din seria nr. 2, următoarea lansare de probă a fost programată pentru 14 decembrie 1966 .
S-a decis să se utilizeze ca sarcină utilă Soyuz 7K-OK seria nr. 1. Deoarece acest dispozitiv nu avea o pereche, a fost imposibil să se verifice modul de andocare automată, dar a fost posibil să se verifice funcționarea navei pe- sisteme de bord. [55]
În timpul pregătirii lansării, pirozapalul nu a funcționat pe unul dintre blocurile laterale. Automatizarea a dat „închidere” și racheta a rămas la pornire. Au început lucrările de golire a combustibilului, personalul a părăsit buncărul și s-a aflat la picioarele rachetei. La 27 de minute după ce lansarea a fost anulată, sistemul de salvare de urgență al navei a funcționat brusc. După cum sa dovedit, acest sistem a rămas pornit și a continuat să monitorizeze starea și poziția navei.
După ceva timp, senzorii giroscopici au înregistrat deviația unghiulară a navei spațiale, care a apărut din cauza rotației Pământului, și au emis un semnal de urgență. Autoturismul de coborâre și compartimentul utilitar au fost ridicate la o înălțime de aproximativ un kilometru cu ajutorul motoarelor pe combustibil solid, unde vehiculul de coborâre s-a separat și a coborât cu parașuta. [55]
În compartimentul de instrumente-asamblare, care a rămas pe vehiculul de lansare, lichidul de răcire a luat foc, revărsându-se din conducte, pe care nu erau supape de reținere. La douăzeci și șapte de minute de la separarea sistemului de salvare de urgență, au urmat câteva explozii, dar de această dată a fost suficientă pentru ca majoritatea oamenilor să aibă timp să părăsească zona de pericol. Maiorul Korostylev de la departamentul de teste a decis să nu fugă, ci să se ascundă în spatele zidului gardului și a murit, sufocându-se în fum. Încă doi soldați au murit a doua zi după incendiu.
După dezastru, s-a decis să se facă lansări de testare suplimentare și să se suspende temporar zborurile cu echipaj. Pentru o nouă lansare, au început să pregătească Soyuz 7K-OK No. 3, a cărui lansare era programată pentru 15 ianuarie 1967 . Lansarea Soyuz nr. 4 și nr. 5 cu echipaj uman a fost programată pentru martie 1967.
Lansarea navei "7K-OK" nr. 3 (" Cosmos-140 ") cu un manechin la bord a avut loc pe 7 februarie 1967 . Lansarea a avut succes, deși din cauza defecțiunilor sistemului de orientare, nava a consumat prea mult combustibil, nu a putut îndeplini toate sarcinile și a fost forțată să aterizeze într-o zonă neplanificată - în Marea Aral , unde s-a scufundat ulterior.
5 aprilie 1975 , ora 11:04, Cosmodromul Baikonur , Complexul de Lansare nr. 1 . Lansarea vehiculului de lansare Soyuz 11A511 , care trebuia să pună nava spațială Soyuz-18A pe orbita joasă a Pământului .
Echipajul de la bordul navei era format din:
Când nava spațială a fost lansată pe orbită, a avut loc o defecțiune în funcționarea sistemelor de bord ale celei de-a treia etape a vehiculului de lansare, iar automatizarea a luat o decizie cu privire la separarea de urgență a navei spațiale de transportator. Separarea a avut loc la o altitudine de aproximativ 150 de kilometri deasupra suprafeței Pământului.
Coborârea navei spațiale pe Pământ a avut loc pe o traiectorie balistică cu supraîncărcări mari, ajungând la 15g. Modulul de coborâre al navei spațiale a aterizat la sud-vest de orașul Gorno-Altaisk pe versantul unui munte. După ce a atins suprafața pământului, vehiculul de coborâre s-a rostogolit în jos pe pantă și s-a oprit doar când s-a prins de un copac care creștea pe marginea prăpastiei. Astronauții au scăpat pentru că nu au împușcat cu parașuta. Aceștia au fost evacuați din mașina de coborâre cu elicopterul.
Durata zborului astronauților a fost de 21 de minute și 27 de secunde.
| Familia de vehicule de lansare R-7 | |||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| rachete |
| ||||||||||||
rampe de lansare |
| ||||||||||||
| Motoare | Blocul A RD-107 NK-33 Blocurile B, C, D, D RD-108 Blocul E RD-0105 RD-0109 Blocul I RD-0110 RD-0124 Blocul L C1.5400 | ||||||||||||
| Vezi si | |||||||||||||
| Rachete și tehnologie spațială sovietică și rusă | ||
|---|---|---|
| Operarea vehiculelor de lansare | ||
| Lansați vehicule în curs de dezvoltare | ||
| Vehicule de lansare scoase din funcțiune | ||
| Blocuri de amplificare | ||
| Sisteme spațiale reutilizabile | ||