В 1993 г. Министерством обороны РФ и Российским космическим агентством был объявлен конкурс на разработку нового ракетно-космического носителя «Ангара». В этом конкурсе наряду с ГКНГ1Ц им. М. В. Хруничева приняли участие РКК «Энергия» и ГРЦ «КБ им. В. П. Макеева». В результате к дальнейшей разработке был рекомендован проект ГКНПЦ, основанный на многолетних проектно-изыскательских работах по ракетам-носителям, их созданию и эксплуатации с учетом прогнозируемых требований и реальных производственных возможностей их выполнения. В середине 90-х годов Президент РФ подписал указ «О создании космического ракетного комплекса «Ангара», которым поручалось создание ракетного космического комплекса «Ангара» с обеспечением начала летных испытаний в 1995 г. с космодрома Плесецк.
Видео ракеты-носителя "Ангара"
Государственными заказчиками были определены МО РФ и РКА (теперь Росавиакосмос), головным разработчиком ГКНПЦ им. М. В. Хруничева. Создание комплекса объявлялось задачей особой государственной важности.
В ходе дальнейших исследований в 1996-1997 гг. концепция PH «Ангара» была развита и уточнена. С учетом складывающейся в стране ситуации Космический центр им. М. В. Хруничева предложил стратегию поэтапного создания ракеты-носителя тяжелого класса с использованием в ее составе универсального ракетного модуля. В этой новой концепции сохранены все ключевые идеи первоначального варианта «Ангары» и развиты новые перспективные возможности.
Теперь система ракет-носителей «Ангара» стала охватывать носители от легкого класса с грузоподъемностью на низких опорных орбитах 2-3,7 т до тяжелого с грузоподъемностью до 24,5 т, а впоследствии и до 28,5 т.
В основу семейства носителей «Ангара» положен универсальный ракетный модуль (УРМ). В его состав входит блок баков окислителя, горючего и двигатель РД-191. Модуль выполнен по схеме «моноблок» с несущими баками. Однокамерный двигатель РД-191, создаваемый в НПО «Энергомаш», работает на компонентах керосин/жидкий кислород. Этот двигатель является вариантом четырехкамерных двигателей РД-170 и РД-171, устанавливавшихся на первых ступенях PH «Энергия» и PH «Зенит-2» соответственно, и двухкамерного двигателя РД-180, созданного для PH «Атлас». Его тяга у земли 1923 кН, в пустоте - 2086 кН, удельный импульс тяги на Земле - 3048 Н*с/кг, в пустоте -3306 Н*с/кг. Для обеспечения управления ракетой-носителем в полете двигатель закрепляется в карданном подвесе.
Масса заправки одного универсального ракетного модуля до 127 т, сухая масса - 8,0 т. Длина УРМ составляет 23 м, диаметр - 2,9 м. Эти размеры были выбраны, исходя из имеющейся на Ракетно-космическом заводе технологической оснастки.
Один такой универсальный ракетный модуль является первой ступенью двух типов носителей легкого класса, создаваемых в рамках программы «Ангара». В качестве вторых ступеней на этих двух вариантах PH, условно именуемых «Ангара-1.1» и «Ангара-1.2», используется, соответственно, центральная часть разгонного блока «Бриз-М» и ракетный блок на базе блока «И», создаваемого для ракеты-носителя «Союз-2».
Носитель среднего класса будет образован с помощью добавления двух универсальных модулей (в качестве первой ступени) к ракете-носителю легкого класса «Ангара-1.2».
Носитель тяжелого класса «Ангара-5А» имеет первую ступень, образованную из пяти блоков на основе универсального ракетного модуля. Пять двигателей первой ступени запускаются при старте ракеты одновременно, но впоследствии двигатель центрального блока дросселируется до 30% тяги и к моменту опорожнения боковых модулей сохраняет достаточные запасы топлива для продолжения полета.
Опорожнившиеся боковые модули сбрасываются, а центральный модуль переводится на режим полной тяги.
Использование в составе ракет-носителей универсальных ракетных модулей и широкая унификация элементов с другими PH позволит резко сократить затраты на изготовление и эксплуатацию носителей семейства «Ангара» с высокими летно-техническими характеристиками, которые обеспечат необходимую конкурентноспособность на мировом рынке средств выведения.
Размерность и характеристики универсального ракетного модуля позволяют рассматривать возможность его применения в составе других средств выведения, в частности в составе PH «Союз-2».
В качестве второй ступени рассматривается либо ступень на компонентах кислород-керосин, аналогичная применяемой на носителе «Ангара-1.2», но с увеличенным запасом компонентов топлива, либо универсальный кислородно-водородный блок («УКВБ»), характеристики которого сохраняются такими же, как «УКВБ» для носителя «Протон-М2».
В зависимости от конкретных задач на носителях «Ангара» среднего и тяжелого классов предусмотрено использование дополнительных ступеней:
- кислородно-водородного разгонного блока («КВРБ»);
- разгонного блока от PH «Протон-М» - «Бриз-М».
Полезная нагрузка размещается под крупногабаритным головным обтекателем с диаметром 4,35-5,1 м.
Запуски всех типов PH семейства «Ангара» планируются с космодрома Плесецк с максимальным использованием существующих там сооружений технического и стартового комплексов. Головным разработчиком наземных комплексов является КБТМ (генеральный директор и Генеральный конструктор Г. П. Бирюков).
КИСЛОРОДНО-ВОДОРОДНЫЙ РАЗГОННЫЙ БЛОК «КВРБ»
Представляет собой одноступенчатый ускоритель, предназначенный для запусков различных космических аппаратов. Конструкция «КВРБ» позволяет выполнять многочасовой полет в условиях космического пространства и осуществлять многократное включение маршевого двигателя в процессе полета.
Конструкция и характеристики «КВРБ» позволяют использовать его совместно не только с PH «Протон-М», но и с целым рядом существующих и перспективных PH среднего и тяжелого классов «Ангара», «Зенит» и др. Это позволит заметно увеличить энергетические возможности этих носителей по выведению тяжелых полезных нагрузок на высокие энергетические орбиты.
Основные характеристики РБ «КВРБ»
Макеты различных компоновок ракет-носителей «Ангара» на МАКС-2009
Различные варианты «Ангары» реализуются с помощью различного числа универсальных ракетных модулей (УРМ) (УРМ-1 - для первой ступени, УРМ-2 - для второй и третьей) - один модуль для носителей лёгкого класса («Ангара 1.1» и 1.2), три - для носителя среднего класса («Ангара-А3») и пять - для носителя тяжёлого класса («Ангара-А5 »).
Длина УРМ составляет 25,1 м, диаметр - 2,9 м, масса с заправленным топливом - 149 тонн. УРМ комплектуется кислородно-керосиновым двигателем РД-191 .
На программу потрачено 100 млрд руб. (2013) , по состоянию на начало 2015 года - 160 млрд руб. В апреле 2018 года глава научно-технического совета Роскосмоса Юрий Коптев озвучил цифру в 110 млрд рублей .
За счет переезда производства в Омск и новой организации производства сборка «Ангары» должна удешевиться.
9 января 2018 было объявлено, что Центр им. Хруничева приступил к разработке многоразовой ступени для ракеты легкого класса "Ангара-1.2" .
Цели создания комплекса [ | ]
- России необходим ракетный комплекс, способный выводить на геостационарную орбиту полезные нагрузки с территории Российской Федерации (космодром «Плесецк », возможный вариант - космодром «Восточный »). В настоящее время ракета-носитель «Протон » запускается только с космодрома «Байконур », расположенного на территории Казахстана .
- Из соображений стратегической безопасности комплекс полностью спроектирован и изготовлен кооперацией российских предприятий, находящихся на территории России.
- Замена тяжёлых ракет-носителей с токсичным топливом. Обычно в качестве топлива для «тяжёлых» РН (в СССР/РФ) - использовался ядовитый гептил . В настоящее время гептил используется в РН Протон-М . В РН «Ангара» будет использоваться экологически чистое топливо на основе керосина ; в качестве окислителя будет выступать жидкий кислород ; соответственно, такая РН более безопасна при использовании. В будущем возможно применение РН «Ангары» и для пилотируемых полётов .
- Модульность. Позволит упростить доставку готового изделия по железной дороге к месту старта. Модульная концепция построения позволяет создать целое семейство РН: лёгкого класса (на базе 1-го модуля первой ступени с массой полезной нагрузки на низкой околоземной орбите 1,5 т), тяжёлого (до 35 т, состоящего из 7 универсальных ракетных модулей в составе первой ступени).
- Полезная нагрузка «Ангары А5» - до 26 тонн, что больше, чем у РН «Протон». Данные технические возможности «Ангары А5» позволят вывести с космодрома Плесецк на геостационарную орбиту полезную нагрузку такой же массы, как и с космодрома Байконур при помощи РН «Протон-М ».
В результате создания «Ангары» ГКНПЦ им. Хруничева может занять почти весь российский рынок космических запусков, создав на основе УРМ единую замену для большинства существующих типов ракет-носителей, созданных в СССР :
Без замены оставалось бы только семейство ракет-носителей типа Р-7 (Союз/Молния) и легкие конверсионные носители на базе МБР. Методология создания унифицированного ряда ракет-носителей стала основой докторской диссертации первого заместителя Генерального директора ГКНПЦ им. Хруничева А. А. Медведева, защищённой в 1999 году (в 2001 году А. А. Медведев был назначен Генеральным директором ГКНПЦ имени М. В. Хруничева). Кроме того, имелись основания полагать, что со временем значительная часть нагрузок РН Союз должны "мигрировать" на более высокий уровень и перейти на РН Ангара-А3.
Хронология разработки [ | ]
История разработки [ | ]
- После распада СССР космодром «Байконур », с которого осуществлялись запуски тяжёлых ракет-носителей «Протон » и «Энергия », оказался за пределами Российской Федерации. Возникла необходимость создания комплекса ракеты-носителя тяжёлого класса, все элементы которого изготавливались бы из российских комплектующих на российской производственной базе, а пуски осуществлялись с космодромов, расположенных на территории России.
- 3 августа 1992 года на основании Решения научно-технического совета Военно-космических Сил от по вопросу «Средства выведения: состояние и перспективы их модернизации и развития» и Постановления Правительства Российской федерации от 15 сентября 1992 года был объявлен конкурс на проектирование и создание КРК (космического ракетного комплекса) тяжёлого класса. В конкурсе приняли участие РКК «Энергия» им. академика С. П. Королёва , ГКНПЦ им. М. В. Хруничева и ГРЦ «КБ им. академика В. П. Макеева» , которые представили на рассмотрение специально образованной Межведомственной экспертной комиссии несколько вариантов ракет-носителей.
- В августе 1994 года конкурс выиграл вариант, предложенный ГКНПЦ им. М. В. Хруничева. Эта же организация была назначена головным разработчиком комплекса. Отвергнутое предложение РКК «Энергия» в дальнейшем стало основой для разработки семейства ракет-носителей «Русь-М ».
- Указом Президента РФ от 6 января 1995 года «О разработке КРК Ангара» работы по созданию ракетного комплекса «Ангара» определены как работы особой государственной важности. В марте вышел приказ Министерства обороны РФ по этому комплексу.
- 26 августа 1995 года вышло Постановление Правительства РФ, определившее этапность создания комплекса «Ангара», утвержден генеральный план-график создания комплекса, объёмы его финансирования, а также кооперацию соисполнителей. В постановлении был определен срок начала лётных испытаний комплекса - 2005 год и место - УСК (площадка № 35) космодрома «Плесецк » (недостроенный стартовый комплекс РН «Зенит»), а в перспективе предусматривается использование для пусков РН «Ангара» и космодрома «Свободный ». Принятый к разработке проект предусматривал создание двухступенчатой ракеты-носителя пакетной компоновки баков с последовательной работой ступеней с использованием в качестве окислителя жидкого кислорода, а в качестве горючего - на первой ступени керосина, на второй - жидкого водорода. Баки горючего располагались по бокам расположенных по центру баков окислителя. Такая схема неофициально называлась «чебурашкой», поскольку визуально расположенные по бокам большие баки горючего напоминали уши мультипликационного персонажа . Двигателем 1-й ступени был принят РД-171 , созданный для РН Зенит. Двигатель 2-й ступени - РД-0120 , использованный ранее на центральном блоке РН Энергия. Стартовая масса РН - 640 тонн, масса полезной нагрузки, выводимой на низкую околоземную орбиту с наклонением 63° (с космодрома «Плесецк») - 24,5 тонн. Выбор двигателя 1-й ступени (РД-171) позволял использовать для запуска стартовые комплексы РН Зенит , в частности дооборудовать соответствующие недостроенные стартовые комплексы на космодроме Плесецк . Соисполнителями по отдельным частям и системам были установлены:
- В марте 1997 года руководство ГКНПЦ им. М. В. Хруничева предложило кардинально пересмотреть принятый в 1995 году вариант РН «Ангара». Постепенно стала вырисовываться нынешняя схема ракеты-носителя на базе универсальных ракетных модулей и с использованием керосина в качестве горючего на всех ступенях РН. Без проведения нового конкурса и Научно-технического совета, решением главы Росавиакосмоса Ю. Н. Коптева и с согласия Министерства обороны РФ новая схема была принята к разработке, а РКК Энергия и ГРЦ им. Макеева были исключены из состава соисполнителей.
- В декабре 2007 года завершились трехмесячные испытания РН в подмосковном НИИ химического машиностроения .
- В сентябре 2008 года в ФКП «» (бывший НИИ ХИММАШ, город Пересвет Сергиево-Посадского района Московской области) доставлен УРМ-2 ракеты-носителя «Ангара» для проведения огневых испытаний. Намеченные мероприятия являются частью обязательного цикла подготовки создаваемой ракетно-космической техники .
- 29.04 . в ФКП «НИЦ РКП» была проведена первая серия холодных испытаний (ХСИ-1) УРМ-1, в которой в бак окислителя заправлялось около 100 тонн жидкого кислорода. Целью ХСИ-1 являлась комплексная отработка пневмогидросистем (ПГС) питания двигателя и алгоритмов управления ПГС на натурном криогенном компоненте топлива - жидком кислороде .
- 18.06 . в ФКП «НИЦ РКП» состоялись вторые холодные испытания (ХСИ-2) с использованием обоих компонентов топлива. На этом этапе была проведена комплексная проверка работоспособности пневмогидросистемы питания в стендовых условиях при «холодных» проливках баков окислителя и горючего .
- 30.07 . в ФКП «НИЦ РКП» на стенде ИС-102 проведены огневые испытания модуля УРМ-1 РН «Ангара» .
- 26.11 . в ФКП «НИЦ РКП» завершены огневые испытания модуля УРМ-1 РН «Ангара» .
- 18.11 . в ФКП «НИЦ РКП» успешно проведены огневые стендовые испытания универсального ракетного модуля УРМ-2 РН «Ангара». Основная цель огневого стендового испытания - комплексная проверка и подтверждение работоспособности пневмогидросистем изделия в стендовых условиях при совместной работе с двигателем РД-0124А-И с воспроизведением режимов работы двигательной установки по циклограмме полёта. Огневые стендовые испытания являются заключительным этапом наземной отработки УРМ-2 перед лётными испытаниями .
- 23.05 . межведомственной комиссией (МВК), образованной совместным решением Космических войск Министерства обороны РФ и Федерального космического агентства, подписан Акт МВК, в котором констатировано, что двигатель РД-191 успешно завершил стадию наземной отработки и пригоден для использования в составе семейства ракет-носителей «Ангара» .
- В апреле 2012 года Центр судоремонта «Звёздочка » успешно провёл заводские испытания первого агрегата лёгкого класса весом 197 тонн, из двух транспортно-установочных агрегатов, для стартовых комплексов РН «Ангара» . Оборудование предназначено для транспортировки и установки ракет лёгкого и тяжёлого классов на старте.
- В октябре 2012 года завершились зачётные испытания элементов конструкции ракеты-носителя «Ангара». По сообщению ФГУП ГКНПЦ им. Хруничева , в ФКП «НИЦ РКП» (п. Реммаш) успешно завершились зачётные испытания на криостатическую прочность элементов конструкции перспективной ракеты-носителя (РН) «Ангара» (изделие А5А2С - сборка № А13) изготовления ФГУП «ГКНЦП имени М. В. Хруничева». Целью испытаний сборки № А13 было подтверждение прочности отсеков ускорителя III ступени РН, а также отдельных узлов конструкции РН «Ангара» 3А и 5А.
- Универсальный ракетный модуль УРМ-1 трижды - в 2009, 2010 и 2013-м годах - проходил лётные испытания в составе ракеты-носителя KSLV-1 в качестве первой ступени.
- Первый пилотируемый запуск с космодрома «Восточный» ракеты «Ангара» планировался к проведению в 2017 году .
- По заключению Счётной Палаты Российской Федерации, средства, вложенные в проект за два десятилетия, многократно подняли цену этого, пока ещё не готового, носителя .
- В конце августа 2015 года НПО «Энергомаш» приступило к созданию модернизированной версии двигателя РД-191 - РД-191М - который будет применяться на РКН Ангара-А5В и Ангара-А5П и будет на 10-15 % мощнее предшественника. Первый этап выпуска аванпроекта завершен в сентябре 2015 года. Опытно-конструкторские разработки планируется завершить к 2018 году.
- В январе 2018 года в ГКНПЦ им. Хруничева заявили о возобновлении работ по созданию многоразовой версии ракеты «Ангара». В «Роскосмосе» и ОКБ Мясищева подтвердили информацию о проведении работ. В авиационном КБ подчеркнули, что первые результаты могут быть объявлены уже весной 2018 года. К этому времени будет выбран технический облик многоразовой «Ангары». Его представят коллегии Военно-промышленной комиссии, которая должна будет решить вопрос о финансировании проекта. .
- 26 июня 2018 года в Москве прошла научно-практическая конференция «Основные задачи и перспективы развития Госкорпорации «РОСКОСМОС». На ней Дмитрий Рогозин заявил, что лётные испытания семейства новейших российских ракет-носителей «Ангара» завершатся после шести пусков.
- В 2018 году после продувки макета в аэродинамической трубе ЦАГИ в конструкцию ракеты-носителя «Ангара-А5» были внесены изменения .
Передача производства из Москвы в Омск [ | ]
Центр им. Хруничева принял решение наладить производство «Ангары» в омском ПО «Полёт» , поскольку носитель создается по отличным от производства «Протона» технологиям, например, для «Протонов» используется аргонно-дуговая сварка и все технологические цепочки построены вокруг этого. В Омске внедрена фрикционная сварка . Кроме того, с точки зрения эффективности транспортной логистики Омский завод расположен наиболее оптимально - практически на одинаковом расстоянии от космодромов Плесецк и Восточный .
На начальном этапе центральный и боковые блоки ракеты-носителя (соответственно, первая и вторая ступени, УРМ-1) будут собираться на производственном объединении «Полет» в Омске, а в Москве, в Центре им. Хруничева, блоки пройдут дополнительные проверки и будет происходить сборка ракеты-носителя вместе с третьей ступенью (УРМ-2) и интеграцией разгонного блока, после чего «Ангара» будет отправлена на космодром Плесецк (Архангельская область) для предстартовой подготовки.
Предполагается, что с 2020 года ПО «Полет» будет самостоятельно производить третью ступень (УРМ-2) . В середине января 2018 года гендиректор Центра им. Хруничева Алексей Варочко сообщил СМИ, что третью ступень начнут производить в Омске не ранее 2022 года. Таким образом, всего в Москве будет изготовлено шесть ракет «Ангара-А5», а полная сборка в Омске начнется только с седьмой ракеты, по новой конструкторской документации, способом фрикционной сварки .
ПО «Полет» вошло в состав Центра им. Хруничева в 2007 году. Первый этап реконструкции и модернизации ПО «Полет» был начат в 2009 году, на этой стадии инвестиции составляли 6 млрд рублей. Второй этап предусматривает вложения в 10 млрд рублей. Затраты на третий этап пока неизвестны, он должен завершиться переходом на производство более 20 универсальных ракетных модулей для «Ангары» в год .
- до 2015 года - в Омске изготавливались топливные баки для УРМов.
Ожидаемые события [ | ]
- 2020 год - выпуск первой «Ангары-1.2», полностью собранной в ПО «Полет».
- 2020 год - постройка второго контрольно-испытательного стенда для производства «Ангары-А5».
- 2022 год - выпуск первой «Ангары-А5» полностью собранной в ПО «Полет».
Испытания [ | ]
Вариант для Южной Кореи [ | ]
С 2004 по 2013 год велись совместные работы по южнокорейскому носителю KSLV-1 (Наро-1), в первой ступени которого активно использовались наработки по «Ангаре». С южнокорейской стороны заказчиком проекта выступал Корейский институт аэрокосмических исследований (KARI). С российской стороны в проекте участвовали ГКНПЦ имени М. В. Хруничева, НПО «Энергомаш» и Конструкторское бюро транспортного машиностроения. Всего было произведено три запуска: в , и году, два первых запуска были неудачными (не по вине российских двигателей). Впоследствии, в 2016 году Корея заключила контракт на поставку ракет-носителей «Ангара»
Ангара-1.2ПП [ | ]
Изначально первый пуск РН «Ангара» был запланирован на 2005 год с космодрома «Плесецк» . Но затем он многократно переносился: на 2011 год , на 2012 год , 2013 год и наконец на 2014 год .
Пуск ракеты-носителя лёгкого класса «Ангара-1.2ПП » (ракета-носитель «Ангара 1.2. первого пуска») с космодрома «Плесецк » был осуществлен 9 июля года. Пуск прошёл успешно, РН полетела по баллистической траектории до района полигона Кура на Камчатке.
Основные характеристики РКН «Ангара - 1.2ПП»
Целями пуска РН «Ангара-1.2ПП» являются:
- Проверка функционирования составных частей космического ракетного комплекса «Ангара» при подготовке к пуску и при осуществлении пуска ракеты;
- Отработка бортовых систем ракеты-носителя «Ангара»;
- Отработка эксплуатационной документации.
Запланированный пуск 27 июня 2014 года был отменён за 1 минуту 30 секунд до КП («Контакт подъёма »), когда автоматизированная система управления пуском (АСУП) сформировала команду «Нет готовности ДУ к пуску» (ДУ - двигательная установка) из-за падения давления в ШБ (шаробаллоне) наддува демпфера окислителя первой ступени , по причине негерметичности в магистрали подачи гелия к демпферу окислителя. За 1 минуту 19 секунд до КП обратный отсчет автоматически остановился. Было объявлено о переносе запуска на сутки, на 28 июня, в дальнейшем пуск был также перенесён. За проведением пуска в прямом эфире наблюдал Президент РФ В. В. Путин , которым была поставлена задача в ближайшее время разобраться в причинах и устранить их. Государственной комиссией было принято решение снять «Ангару 1.2ПП» со стартового стола и отправить в МИК (монтажно-испытательный комплекс) для выявления и устранения причин отмены, проведения дополнительных проверок.
После выявления и устранения причин падения давления в ШБ государственной комиссией была назначена новая дата пуска РН «Ангара-1.2ПП» - 9 июля 2014 года. Подготовка РН прошла в штатном режиме и в 16:00 по московскому времени с 35-й площадки в/ч 13973 (космодром «Плесецк») был успешно проведён первый испытательный пуск РН «Ангара-1.2ПП».
Полёт РКН проходил согласно утверждённой циклограмме по баллистической траектории над территорией России. В соответствии с циклограммой полёта через 3 минуты 42 секунды после отрыва от стартового стола первая ступень с двигателем РД-191 отделилась от РН и упала в акватории Печорского моря. Через две секунды после отделения первой ступени без каких-либо технических накладок был включён двигатель второй ступени РД-0124А. Головной обтекатель был сброшен через 3 минуты 52 секунды после старта и упал в заданный район южной части Баренцева моря. Через 8 минут 11 секунд произошло штатное выключение двигательной установки второй ступени. . Спустя 21 минуту после старта неотделяемый габаритно-массовый макет полезной нагрузки со второй ступенью ракеты попал в заданный район полигона Кура на полуострове Камчатка на расстоянии 5700 км от места старта.
Ангара-А5 [ | ]
Первый испытательный пуск тяжелой версии ракеты-носителя «Ангара-А5» произведен 23 декабря 2014 года в 8:57 (МСК) с космодрома Плесецк. Запуск прошёл штатно.
Варианты ракеты-носителя Ангара в сравнении с российскими аналогами [ | ]
| Версия | Ангара 1.1 | Ангара 1.2 | Ангара-А3 | Ангара-А3/КВСК | Ангара-А5 | Ангара-А5В | Союз-2.1в | Союз-2.1б | Протон-М |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Первая и вторая ступени | 1×УРМ-1, РД-191 | 3×УРМ-1, РД-191 | 5×УРМ-1, РД-191 | НК-33 /РД-193 и РД-0124 | РД-107А и РД-108А | 6 × ЖРД РД-276 и, | |||
| Третья ступень | -- | УРМ-2 (уменьшенный), РД-0124 | УРМ-2, РД-0124 | Кислородно-водородная, ? | РД-0124 | ||||
| Разгонный блок | Бриз-КМ (Бриз-КС) | -- | Бриз-М | КВСК | Бриз-М | КВТК | Фрегат | Бриз-М | |
| Тяга (на уровне земли) | 196 т | 588 т | 980 т | ||||||
| Стартовая масса | 149 т | 171 т | 480 т | 480 т | 759 т | 790 т | 160 т | 312 т | 705 т |
| Высота (макс.) | 34,9 м | 41,5 м | 45,8 м | 55,4 м | 64 м | 44 м | 51,1 м | 58,2 м | |
| Полезная нагрузка (орбита 200 км) | 2 т | 3,8 т | 15,1 т | 15,1 т | 25,8 т | 34-38 т | 3 т | 6,5-8,25 т | 23 т |
| Полезная нагрузка (ГПО) | -- | -- | 2,4 т | 3,6 т | 5,4 т | 12 т | -- | 3,25 т (Союз-СТ-Б, с космодрома Куру) | 6,35-7,1 т |
| Полезная нагрузка (ГСО) | -- | -- | 1,0 т | 2,0 т | 2,8 т | до 10 т | -- | -- | 3,7 т |
Стартовый комплекс на космодроме Плесецк [ | ]
Стартовый комплекс для ракет «Ангара» был построен в Плесецке в 2014 году. С него было осуществлено два успешных испытательных пуска. Предполагается, что этот комплекс будет постоянно загружен.
Министерство обороны РФ намерено к 2019 году построить на космодроме Плесецк новый стартовый стол , с которого будет запускаться носитель с кислородно-водородным разгонным блоком, для которого нужна специальная инфраструктура. В августе 2016 года ГКНПЦ им. М. В. Хруничева объявил о начале разработки проекта нового стартового комплекса для ракет-носителей семейства «Ангара» на космодроме Плесецк .
Стартовый комплекс на космодроме Байконур [ | ]
2 июня 2015 года первый вице-премьер Казахстана Бакытжан Сагинтаев сообщил журналистам, что строительство космического ракетного комплекса (КРК) «Байтерек» на космодроме Байконур начнется в 2021 году. «Байтерек» будет развиваться на базе ракеты-носителя «Ангара» . При этом, составной частью российско-казахского космического ракетного комплекса «Байтерек» станет разрабатываемая ракетно-космической корпорацией «Энергия» ракета-носитель «Сункар» .
Стартовый комплекс на космодроме Восточный [ | ]
Перед Роскосмосом была поставлена задача в течение первого полугодия 2016 года разработать системный проект универсального стартового комплекса с одной стартовой площадкой, с которой можно будет запускать любую из трёх версий ракеты-носителя «Ангара» - «Ангара-А5», «Ангара-А5П» (пилотируемая) и «Ангара-А5В» (повышенной грузоподъёмности) .
Основные характеристики первоначального варианта РН «Ангара» [ | ]
Данные приведены по книге В. Е. Гудилина и Л. И. Слабкого «Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы)» Москва, 1996 г.
| N п/п | Характеристики | Значение |
|---|---|---|
| 1 | Стартовая масса, т | |
| - РН (без КГЧ / с КГЧ) | 611,5/640 | |
| - I ступень | 481,53 | |
| - II ступень | 129,64 | |
| 2 | Мпг, выводимого на орбиту с параметрами Нкр = 200 км, i = 63 град. | 26 |
| 3 | Мпг, выводимого на ГСО с использованием РБ, т | |
| - КВРБ / РБ «Бриз-М» | 4,3/3,2 | |
| 4 | Масса конструкции РН , т в том числе | 46,6 |
| - ускоритель 1 ступени | 33,0 | |
| - ускоритель 2 ступени | 13,66 | |
| 5 | Масса заправляемых компонентов топлива, т | |
| - I ступени (ж. O 2 / РГ-1) | 324,4/123,7 | |
| - II ступени (ж. O 2 / ж. H 2) | 99,4/16,7 | |
| 6 | Рабочий запас топлива | |
| - I ступень (ж. О 2 / РГ-1) | 317,6/120,77 | |
| - II ступень (ж. О 2 / ж. H 2) | 97,84/16,31 | |
| 7 | Конечная масса блока, т | |
| - I ступени | 40,178 | |
| - II ступени | 15,663 | |
| 8 | Габаритные размеры (длина / поперечное сечение), м | |
| - РН (без) | 35,25/3х3,9 | |
| - ускоритель 1 ступени | 25,44/3х3,6 | |
| - ускоритель 2 ступени | 13,80/3х3,9 | |
| - | 19,42/4,35 | |
| 9 | Тяга 1 ступени, тс | |
| - у Земли / в вакууме | 740/806,4 | |
| 10 | Удельный импульс тяги МД 1 ступени, с | |
| - у Земли / в вакууме | 309,5/337,2 | |
| 11 | Тяга МД 2 ступени в пустоте, с | 190 |
| 12 | Удельный импульс тяги МД 2 ступени в пустоте, с | 455,5 |
Сравнительная оценка [ | ]
Аналогами «Ангары-А5» по стартовой массе и по выводимой на ГСО полезной нагрузке являются модульная РН Falcon , французская Ариан-6 (первые 2 ступени РДТТ) и китайская РН CZ-11(РДТТ). «Союз-2 » занимает промежуточное положение между «Ангара 1.2» и «Ангара-А3».
РН «Ангара» производится с широким использованием полимерных композиционных материалов , при этом доля композитов на 20 % выше, чем в «Протон-М».
Запуски «Ангары» дешевле, чем у «Delta IV Heavy» , но, по состоянию на 23 декабря 2014 года, в два раза дороже запуска «Протона-М».
Список пусков [ | ]
| Список пусков РН «Ангара» | ||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| № | Дата, время | Пусковая установка | Предназначение | Статус, описание, примечания | Видео | |||
| Пуски УРМ-1 в составе KSLV-1 | ||||||||
| - | 25.08 . 8:00 UTC | 1-я ступень KSLV-1 | Спутник связи STSAT-2A | КЦ «Наро» | Первая ступень - незначительная модификация УРМ-1 «Ангары» - отработала штатно. Спутник не вышел на расчётную орбиту из-за сбоя отделения головного обтекателя (не относящегося к проекту «Ангара»). | |||
| - | 10.06 . 8:01 UTC | 1-я ступень KSLV-1 | STSAT-2B | КЦ «Наро» | Ракета смогла подняться за 137 секунд на высоту около 70 км, затем связь с ракетой была потеряна. Авария произошла на этапе работы первой ступени российского производства (незначительная модификация УРМ-1 «Ангары»), за 78 секунд до сброса головного обтекателя. По записям с бортовой видеокамеры предполагают, что ракета взорвалась. По словам заместителя гендиректора ЦНИИМАШ Николая Паничкина российская ступень не виновата, и причиной аварии была ошибочная работа второй, корейской, ступени. | |||
| - | 30.01 . 7:00 UTC | 1-я ступень KSLV-1 | STSAT-2C | КЦ «Наро» | Исследовательский спутник. | Успешный запуск, спутник выведен на целевую орбиту. | ||
| Испытательные пуски | ||||||||
| - | 09.07 . 16:04 МСК | 1.2ПП | Габаритно-массовый макет полезной нагрузки | Плесецк , УСК 12П211 | Лётно-конструкторские испытания с целью проверки функционирования составных частей ракетного комплекса «Ангара», отработки бортовых систем и эксплуатационной документации. | Успешно. Полёт проходил по восточной суборбитальной траектории над севером России и Баренцевым морем. Неотделяемый габаритно-массовый макет полезной нагрузки со второй ступенью РН попал в заданный район | ||
"На поверхностный взгляд "Ангара А5" и Falcon 9 очень похожи. У обоих кислород-керосиновое топливо. Обе ракеты относятся к классу тяжелых, "Ангара А5" может даже больше поднять на низкую околоземную орбиту: 25,8 т против американских 22,8 т. "
Во-первых, они отличаются по конструктивно-компоновочной схеме. Falcon 9 - чистый тандем, как "Протон-М" или "Зенит", а вот первая и вторая ступень "Ангары-А5" размещены по пакетной схеме, и начинают работать параллельно, как у "Союза" или "Ариан-5".
Во-вторых топливо. Как будет ясно видно ниже, В.Егоров включает в число ступеней РН разгонный блок, в зарубежной практике именуемый верхней ступенью, причем имеет ввиду для "Ангары-А5" не только модификацию РБ "ДМ", но и разгонный блок "Бриз-М", который использует в качестве основных компонентов топлива АТ и НДМГ, так что назвать ее чисто кислород-керосиновой нельзя.
В-третьих выводимая масса полезной нагрузки для "Ангары" - непонятно откуда взята цифра и к какому космодрому она привязана. Также не упомянута ее ПН на ГПО, раз уж речь идет о коммерческом рынке, на котором существенную долю пока составляют услуги по выведению тяжелых спутников связи. Конечно, в будущем, ситуация скорее всего измениться в связи массовым развертыванием низкоорбитальных систем связи, но будем пока говорить о текущем моменте и не заниматься предсказаниями. Однако именно с ГПО и ГСО (конечной целью спутников связи, выводимых на ГПО) и связаны основные тонкости в различиях между этими двумя ракетами-носителями.
"Численность рабочих
Центр Хруничева — 40 тыс
SpaceX — 8 тыс"
Можно сразу сказать, что автор использует крайне устаревшие цифры про ГКНПЦ им.М.В.Хруничева. Актуальная информация размещена на сайте Центра в разделе Сведения в соответствие со стандартами раскрытия информации в
Годовая бухгалтерская отчетность за 2017 для экономии времени и траффика уважаемых читателей приведу конкретную страницу с численностью занятых:
"Стоимость
“Ангара А5” — около $100 млн
Falcon 9 — около $70 млн (одноразовый вариант)"
Неясно, относится ли приведенная "Ангары-А5" к серийному изделию, либо же к единственному летавшему. К тому же возможно не учтен эффект масштаба при запуске в серию - цена тех же РД-191 может значительно снизиться при 100 в год, в то время как сейчас это практически штучный товар.
"Количество ракетных ступеней
“Ангара А5” — 4 ступени
Falcon 9 — 2 ступени"
Здесь нам придется совершить небольшой теоретический экскурс касательно целевого назначения ракет и влияния на их энергетику широты точек старта и их географического положения.
Как выглядит типовая схема выведения на ГПО (геопереходная орбита с недобором ~1800 м/с до перехода на ГСО) в случае Falcon 9?Приведу страницу из его "Руководства пользователя" - оно довольно старое, конца 2015-го года, так что схема как раз без учета многоразовости:
И сравним ее с такой схемой для "Протона-М"/"Бриз-М", для "Ангары-А5"/"Бриз-М" она примерно такая же (тоже взята из официального руководства пользователя, только на сей раз с сайта ILS):
Невооруженным взглядом сразу видно разницу во времени выведения. Для перехода с опорной орбиты на ГПО требуется при старте с территории России или Казахстана еще один импульс в апогее, чтобы довернуть плоскость орбиты и поднять перигей. Это необходимо для приведения импульса перехода на ГСО к возможностям типового коммерческого спутника - то есть до 1500-1800 м/с. Эта операция крайне затратна энергетически:
И включает значительные по времени пассивные участки между импульсами, что требует дополнительных маневров относительно центра масс для обеспечения режима засветки выводимого космического аппарата, обычно заключающихся в периодических переворотах на 180 градусов или же в постоянном вращении с заданной угловой скоростью относительно одной из осей. Что, соответственно, требует дополнительных затрат топлива в верхней ступени или разгонном блоке, ну и дополнительной емкости аккумуляторов для работы систем ступени или разгонного блока.
И чем больше широта точки старта, тем больше затраты топлива на поворот плоскости орбиты, который для Falcon 9 не требуется. Это в целом значительно облегчает и упрощает конструкцию последней ступени и делает возможным и энергетически выгодным, при пуске практически в плоскости целевой орбиты, отказаться от специальной верхней ступени. Для отечественных аппаратов также стоит условие прямого вывода на ГСО, которое в плане времени одинаково с ГПО-случаев, а в плане топлива - еще хуже. Ну для чисто одноразового варианта отдельно стоит проблема районов падения, как видно из следующего рисунка:
Если говорить о Плесецке и Канавереле, то в случае Плесецка трасса полета РН пройдет над землей, и соответственно, возникнет необходимость попасть в выделенные районы падения ступеней, а в случае Falcon 9 она идет над океаном, что позволяет относится к данной проблеме несколько легче, проблем с выделением новых районов да и с экологическим ущербом там меньше. Для "Ангары-А5" придется дополнительно терять энергетику.
"Количество основных элементов конструкции
“Ангара А5” — 8
Falcon 9 — 3"
В основные элементы В.Егоров зачислил ступени, РБ и ГО. Стоит отметить, что у "Ангары-А5" элементы первой и второй ступени более унифицированы между собой, а у Falcon-9 разве что технологически, по диаметрам и по двигателям. Большая серийность для УРМ-1 в принципе может дать технологический выигрыш при меньшем объеме производства, чем у Falcon-9. Ну и при соответственно большей серийности ЖРД, куда же без этого.
"Количество ракетных двигателей
“Ангара А5” — 7 шт
Falcon 9 — 10 шт"
Насколько я понимаю, автор учитывал только маршевые двигатели, без учета рулевых. Но без разбивки по ступеням и учета их конструктивных особенностей эти цифры вообще ни о чем не говорят. Формально у "Ангары-А5" их меньше, но в минус можно записать то, что двигатели первой и второй ступени размещены на изолированных модулях, а потому, в случае отказа одного из них, окажется не выполненной программа полета. Для Falcon 9 возможно резервирование, так как они питаются на первой ступени из одного бака горючего и одного бака окислителя, отказ одного из двигателей может быть компенсирован работой других.
"Суммарная масса ракетных двигателей
“Ангара А5” — 11600 кг
Falcon 9 — 4700 кг"
Масса двигателей - параметр крайне лукавый. Без разбивки по ступеням она вообще ни о чем не говорит, как и без масс ступеней с учетом их заправки топливом. Ну и без удельного импульса, как показателя эффективности работы двигателей. Более тяжелый двигатель может компенсировать свою массу большей эффективностью использования топлива. К тому же для Ангары-А5 она как-то странно посчитана. Если опираться на сайт НПО Энергомаш, то РД-191 даже в сухом виде вести 2290, что для пяти двигателей даст 11450 кг, ну а на третью ступень и двигатель РБ останется всего 150 кг, что недостаточно. А один только РД-124А, судя по сайту КБХА, весит 548 кг , ну а удельный импульс дает в целых 359 секунд. Сайт SpaceX нам этих данных не предоставляет в явной форме, а потому приходится опираться на собранные в Википедии предположения. То есть 470 кг для Merlin-1D и 282/311 сек для уровня моря и вакуума для удельного импульса, и скорей всего, несколько больше для его вакуумной версии. Так что цифры В.Егорова в обоих случаях несколько занижены.
"Стартовая масса
“Ангара А5” — 759 т
Falcon 9 — 550 т"
Тут неясно, для какой версии "Ангары-А5" она взята, если говорить о ее первом пуске, то в журнале "Новости космонавтики" за февраль 2015-го года приводилось цифра 763,6 т для всей РКН на старте и 25,77 для ее КГЧ (то есть РБ, ГО и ГММ ПН вместе взятых). При заправке, опять же оттуда, в 132,6 по каждому из УРМ-1 и в 35,8 т для УРМ-2, получим сухую массу РН без КГЧ около 39,1 т. На РБ можно накинуть примерно 2,5 тонны сухой массы. Так что не очень понятны цифры, которые В.Егоров приводит далее:
"Сухая масса
“Ангара А5” — 43,7 т
Falcon 9 — около 30 т"
Возможно, в них учтена еще и масса обтекателя.
"Площадь миделя (влияет на коэффициент лобового сопротивления)
“Ангара А5” — около 35 кв м
Falcon 9 — около 22 кв м"
Тут возникает вопрос о степени влияния аэродинамического сопротивления ракеты, да и вообще ее аэродинамики на итоговые ее качества как средства выведения.
Сколько нибудь значительно она влияет на этапе полета первой ступени, только вот не успевает сожрать какую-либо значительную часть энергетики. К тому же, после сброса блоков первой ступени, "Ангара-А5" резко ее уменьшит, примерно до 15 квадратных метров. В то же время у Falcon 9 есть определенные проблемы из-за не очень удачной аэродинамики - корпус имеет существенно меньший диаметр, чем головной обтекатель (3,7 м против 5,2 м), что приводит к значительной чувствительности к погодным условиям. Зато в принципе это позволило использовать то же технологическое оборудование, что и при производстве его первоначальной версии и облегчило транспортировку.
"Количество типов ракетных двигателей
“Ангара А5” — 3 типа ракетных двигателей от разных производителей: 1-2 ступень РД-191 (Химки), 3-я ступень РД-0124 (Воронеж), разгонный блок С5.98М (Воронеж) или 11Д58М (Королёв).
Falcon 9 — 1 тип двигателей: Merlin: отличия между 1-й и 2-й ступенью только в форме сопла."
Для "Ангары" ранее планировался перевод производства РД-191 из Москвы в Пермь, на "Протон-ПМ", где делают двигатели первой ступени РН "Протон-М", часть его элементов, как можно узнать с сайта ВМЗ, делается, однако и в Воронеже. РД для разгонного блока "Бриз-М", 14Д30 или С5.98, производится в Королёве, там же, где и его родственник С5.92, применяемый на РБ "Фрегат". Двигатель же разгонного блока "ДМ" 11Д58М делается на ВМЗ в Воронеже. Также ВМЗ делает и рулевой двигатель РД-0110Р для "Союза-2.1В", как и РД-0110 для "Союза-ФГ", на котором пока еще летают наши космонавты к МКС. Так что работает пока еще входящий в ГКНПЦ ВМЗ не только на "Ангару" и "Протон", но и для "Союза".
"Расстояние между заводами-изготовителями ракеты и ракетных двигателей
“Ангара А5” — 500 км (при производстве в Москве), 2700 км (при производстве в Омске).
Falcon 9 — менее 1 км (все части производятся в Хоторне)."
Вопрос влияния логистики на производство именно ракетных двигателей на конечную стоимость пуска РН довольно сложный, да и вряд ли при том, что они являются грузом, укладывающимся в стандартные габариты ЖД (для Ангары), вряд ли значимый.
"Расстояние между производством ракеты и космодромом
“Ангара А5” — 780 км (Москва-Плесецк), 5500 км (Москва-Восточный), 3500 км (Омск-Восточный), 2000 км (Омск-Плесецк).
Falcon 9 — 3600 км (Хоторн-Канаверал), 210 км (Хоторн-Ванденберг)."
Небольшая поправка - от Омска до Плесецка примерно 2700 км, так что особой разницы, возить из Москвы и на Плесецк, и на Восточный, или Омска, в среднем не видно.
Теперь перейдем к анализу выводов, сделанных В.Егоровым.
"Вышеприведенные данные показывают, что “Ангара” выигрывает только в мощности ракетных двигателей, но это преимущество нивелируется разницей в стартовой массе. "
Именно данных по тяге он и не привел,хотя, возможно и хотел это сделать.
"Наша ракета мощнее, но в то же время тяжелее в полтора раза и лобовое сопротивление выше. "
Опять же, не сказано, откуда она летает и почему ей нужно лететь дольше, да и причем тут лобовое сопротивление, раз оно выше только на начальном участке, да и то, временно.
" Большое количество элементов конструкции усложняет обслуживание — ракетный пакет надо собрать перед стартом и заправить, а это время и количество занятых рабочих рук."
Зато эти элементы унифицированы, что упрощает и удешевляет их производство. Но значительное количество ручных операций на старте - это серьезный недостаток.
"Расходов добавляет сложная, а значит более дорогая конструкция стартовых сооружений. "
На это сильно повлияла необходимость совмещать легкую, среднюю и тяжелую версии РН на одной ПУ. И не надо забывать про длинную и печальную историю ее строительства, начиная с переделки из старта под РН "Зенит", которая несколько меньше в габаритах. Да, "Ангара" когда-то могла в нее влезть, но только в самом начале своего пути, когда у нее планировалась верхняя водородная ступень на РД-0120, в результате чего РД-171 хватало для обеспечения нужной энергетики при условии использования водородного РБ. И там было всего три ступени. Для ценителей прекрасного:
"Пакетная схема из нескольких модулей чисто геометрически проигрывает моноблочной схеме, именно поэтому SpaceX сразу взялся за разработку сверхтяжелого моноблочного BFR, еще до успешного запуска Falcon Heavy, собранной по пакетной схеме."
А что же они сразу ее не начали делать? Впрочем, Маск же непогрешим, да и мне ли с ним спорить?
"Серьезное влияние на конечную цену ракеты имеет простота ее изготовления, и тут “Ангара”, которую производят в четырех городах, безоговорочно проигрывает Falcon 9, который создают практически в одном цеху. Проблема не только в транспортных издержках. Несколько заводов, занятых в производстве одного изделия повышают риски задержки сроков, т.к. действует морское правило: “скорость эскадры определяется скоростью самого медленного корабля”."
А у SpaceX разве нет смежников? Президент фирмы Г.Шотвелл признавалась в наличии целых 3000 поставщиков, из которых 1000 поставляет продукцию еженедельно. Это присущий США высокий уровень разделения труда, что и обеспечивает высокую эффективность.
"В таком сравнении намного выигрышнее выглядит проектируемый “Союз-5”, который повторяет моноблочную конструкцию “Зенита” и, возможно, позаимствует что-то и от Falcon 9. Хотя и у него останутся сложности с производством различных элементов конструкции в разных городах. Придется нести транспортные издержки на логистику между Химками, Воронежем и Самарой."
А разве энергетики Союза-5 хватает на замену Протона-М? Да и что за странная внимательность к транспортным издержкам?
"Но с 2014 года в ней так и не возникла потребность. При высокой цене и отсутствии летной практики на коммерческом рынке спроса на “Ангару” нет поэтому единственный способ нарастить ее производство — внутренний госзаказ, но и тут новая ракета ничего не может предложить пока летают старые. "
Так разве мы не собираемся отказываться от "Протона-М"? Да и тот же "Союз-5" должен начать летать с Байконура, что дает те же самые проблемы с политической зависимостью от Казахстана.
"Вышеприведенные аргументы поневоле заставляют задаться вопросом: как наши инженеры могли допустить сразу столько грубейших хозяйственных ошибок? Но тут надо учитывать, что они работали фактически еще в советской парадигме, когда надо задействовать всю существующую кооперацию. То есть "Ангара" выполняла еще и социальные задачи, предоставляя работу и Химкам, и Королёву, и Воронежу, а теперь еще и Омску. "
Крайне интересные представления о т.н. "советской парадигме", впрочем, вроде бы по возрасту В.Егоров вряд ли сталкивался с ней на практике.
"Илону Маску было проще, он сразу начинал решение задачи со стоимости производства и на “пустом месте”."
Насколько оно было пустым, с учетом представленных ему людей, технологий и инфраструктуры - это очень интересный вопрос. Особенно в области стратовых сооружений.
"Будущее "Ангары" теперь возможно только в роли политической подстраховки на случай угрозы утраты Байконура. "
Только в Казахстане об этом не знают.
"Ракета сделала свое дело — сохранила ракетостроительные кадры в сложный переходный период, позволила вырастить новое поколение конструкторов, которым теперь надо ставить актуальные задачи с рыночным потенциалом. "
А как это так называемое сохранение вяжется с фактической ликвидацией московской производственной площадки того же ГКНПЦ?
Ладно бы именно туда передали "Союз-5", раз уж диаметр предполагается тот же, что и у "Протона-М" - 4,1 м и использовали этих самых опытных людей в разработке, так нет - именно опыт "Ангары" и исчезает. Хотя и принцип модульности, и даже семейство двигателей у этих РН общее, со своими общими проблемами. Так что не использовать этот опыт - просто расточительно!
А численность сотрудников он-таки исправил:
"UPD: исправлена численность сотрудников Центра Хруничева по состоянию на 2017 год ."
Непрично же с такой неточности начинать статью, просто неприлично.
Ну а судить, можно ли доверять его окончательным выводам и анализу причин существующих проблем у "Ангары" при наличии такого количества неточностей и умолчаний, да и судить о том, могла ли "Ангара" в принципе завоевать рынок, я предоставляю читателям.
Если кого-то интересуют детали печальной истории "Ангары", то отсылаю к статье И.Афанасьева и Д.Воронцова "Ангара" как срез эпохи "Ангара" как срез эпохи (окончание)
Ну и читайте руководства пользователя РН - там можно свободно найти официальную информацию по большинству возникающих вопросов!
Различные варианты «Ангары» реализуются с помощью различного числа универсальных ракетных модулей (УРМ) (УРМ-1 - для первой ступени, УРМ-2 - для второй и третьей) - один модуль для носителей лёгкого класса («Ангара 1.1» и 1.2), три - для носителя среднего класса («Ангара-А3») и пять - для носителя тяжёлого класса («Ангара-А5 »).
Длина УРМ составляет 25,1 м, диаметр - 2,9 м, масса с заправленным топливом - 149 тонн. УРМ комплектуется кислородно-керосиновым двигателем РД-191 .
На программу потрачено 100 млрд руб. (2013) , по состоянию на начало 2015 года - 160 млрд руб. За счет переезда производства в Омск и новой организации производства сборка «Ангары» должна удешевиться.
Энциклопедичный YouTube
1 / 5
✪ Шестой запуск ракетоносителя Falcon 9 компании SpaseX с пятью космическими спутниками. 29.09.2013
✪ Ракете-носителю «Союз-5» - быть
✪ Ангора- будущие россии (Ракета)
✪ «Протон» для Луны
✪ Ангара. В космос по-русски Документальный 2014
Субтитры
Цели создания комплекса
В результате создания «Ангары» ГКНПЦ им. Хруничева может занять почти весь российский рынок космических запусков, создав на основе УРМ единую замену для большинства существующих типов ракет-носителей, созданных в СССР - «Ангара» А5, А7 вместо «Протона»; «Ангара А3» вместо «Зенита-2 » (производится на Украине); «Ангара А1.2» вместо «Циклона-2/3 » (снят с производства на Украине); «Ангара А1.1» вместо «Космоса-3М ». Без замены оставалось бы только семейство ракет-носителей типа Р-7 (Союз/Молния) и небольшие носители. Методология создания унифицированного ряда ракет-носителей стала основой докторской диссертации первого заместителя Генерального директора ГКНПЦ им. Хруничева А. А. Медведева, защищённой в 1999 году (в 2001 году А. А. Медведев был назначен Генеральным директором ГКНПЦ имени М. В. Хруничева).
Хронология разработки
История разработки
- После распада СССР космодром «Байконур », с которого осуществлялись запуски тяжёлых ракет-носителей «Протон » и «Энергия », оказался за пределами Российской Федерации. Возникла необходимость создания комплекса ракеты-носителя тяжёлого класса, все элементы которого изготавливались бы из российских комплектующих на российской производственной базе, а пуски осуществлялись с космодромов, расположенных на территории России.
- 3 августа 1992 года на основании Решения научно-технического совета Военно-космических Сил от по вопросу «Средства выведения: состояние и перспективы их модернизации и развития» и Постановления Правительства Российской федерации от 15 сентября 1992 года был объявлен конкурс на проектирование и создание КРК (космического ракетного комплекса) тяжёлого класса. В конкурсе приняли участие РКК «Энергия» им. академика С. П. Королёва , ГКНПЦ им. М. В. Хруничева и ГРЦ «КБ им. академика В. П. Макеева» , которые представили на рассмотрение специально образованной Межведомственной экспертной комиссии несколько вариантов ракет-носителей.
- В августе 1994 года конкурс выиграл вариант, предложенный ГКНПЦ им. М. В. Хруничева. Эта же организация была назначена головным разработчиком комплекса. Отвергнутое предложение РКК «Энергия» в дальнейшем стало основой для разработки семейства ракет-носителей «Русь-М ».
- Указом Президента РФ от 6 января 1995 года «О разработке КРК Ангара» работы по созданию ракетного комплекса «Ангара» определены как работы особой государственной важности. В марте вышел приказ Министерства обороны РФ по этому комплексу.
- 26 августа 1995 года вышло Постановление Правительства РФ, определившее этапность создания комплекса «Ангара», утвержден генеральный план-график создания комплекса, объёмы его финансирования, а также кооперацию соисполнителей. В постановлении был определен срок начала лётных испытаний комплекса - 2005 год и место - УСК (площадка № 35) космодрома «Плесецк » (недостроенный стартовый комплекс РН «Зенит»), а в перспективе предусматривается использование для пусков РН «Ангара» и космодрома «Свободный ». Принятый к разработке проект предусматривал создание двухступенчатой ракеты-носителя пакетной компоновки баков с последовательной работой ступеней с использованием в качестве окислителя жидкого кислорода, а в качестве горючего - на первой ступени керосина, на второй - жидкого водорода. Баки горючего располагались по бокам расположенных по центру баков окислителя. Такая схема неофициально называлась «чебурашкой», поскольку визуально расположенные по бокам большие баки горючего напоминали уши мультипликационного персонажа . Двигателем 1-й ступени был принят РД-171 , созданный для РН Зенит. Двигатель 2-й ступени - РД-0120 , использованный ранее на центральном блоке РН Энергия. Стартовая масса РН - 640 тонн, масса полезной нагрузки, выводимой на низкую околоземную орбиту с наклонением 63° (с космодрома «Плесецк») - 24,5 тонн. Выбор двигателя 1-й ступени (РД-171) позволял использовать для запуска стартовые комплексы РН Зенит , в частности дооборудовать соответствующие недостроенные стартовые комплексы на космодроме Плесецк . Соисполнителями по отдельным частям и системам были установлены:
- РКК Энергия (Королёв) - по всей конструкции 2-й ступени;
- НПО Энергомаш (Химки) - по двигателям 1-й ступени;
- КБ Химавтоматика (Воронеж) - по двигателям 2-й ступени;
- ГРЦ КБ им В. П. Макеева - по топливным бакам;
- КБ Транспортного машиностроения (ЦЭНКИ НИИСК, Москва) - по наземному стартовому комплексу;
- НИИ ХИММАШ (ныне ФКП «НИЦ РКП») - по наземной отработке КРК.
- В марте 1997 года руководство ГКНПЦ им. М. В. Хруничева предложило кардинально пересмотреть принятый в 1995 году вариант РН «Ангара». Постепенно стала вырисовываться нынешняя схема ракеты-носителя на базе универсальных ракетных модулей и с использованием керосина в качестве горючего на всех ступенях РН. Без проведения нового конкурса и Научно-технического совета, решением главы Росавиакосмоса Ю. Н. Коптева и с согласия Министерства обороны РФ новая схема была принята к разработке, а РКК Энергия и ГРЦ им. Макеева были исключены из состава соисполнителей.
- В декабре 2007 года завершились трехмесячные испытания РН в подмосковном НИИ химического машиностроения .
- В сентябре 2008 года в ФКП «НИЦ РКП» (бывший НИИ ХИММАШ, город Пересвет Сергиево-Посадского района Московской области) доставлен УРМ-2 ракеты-носителя «Ангара» для проведения огневых испытаний. Намеченные мероприятия являются частью обязательного цикла подготовки создаваемой ракетно-космической техники .
- 29.04 . в ФКП «НИЦ РКП» была проведена первая серия холодных испытаний (ХСИ-1) УРМ-1, в которой в бак окислителя заправлялось около 100 тонн жидкого кислорода. Целью ХСИ-1 являлась комплексная отработка пневмогидросистем (ПГС) питания двигателя и алгоритмов управления ПГС на натурном криогенном компоненте топлива - жидком кислороде .
- 18.06 . в ФКП «НИЦ РКП» состоялись вторые холодные испытания (ХСИ-2) с использованием обоих компонентов топлива. На этом этапе была проведена комплексная проверка работоспособности пневмогидросистемы питания в стендовых условиях при «холодных» проливках баков окислителя и горючего .
- 30.07 . в ФКП «НИЦ РКП» на стенде ИС-102 проведены огневые испытания модуля УРМ-1 РН «Ангара» .
- 26.11 . в ФКП «НИЦ РКП» завершены огневые испытания модуля УРМ-1 РН «Ангара» .
- 18.11 . в ФКП «НИЦ РКП» успешно проведены огневые стендовые испытания универсального ракетного модуля УРМ-2 РН «Ангара». Основная цель огневого стендового испытания - комплексная проверка и подтверждение работоспособности пневмогидросистем изделия в стендовых условиях при совместной работе с двигателем РД-0124А-И с воспроизведением режимов работы двигательной установки по циклограмме полёта. Огневые стендовые испытания являются заключительным этапом наземной отработки УРМ-2 перед лётными испытаниями .
- 23.05 . межведомственной комиссией (МВК), образованной совместным решением Космических войск Министерства обороны РФ и Федерального космического агентства, подписан Акт МВК, в котором констатировано, что двигатель РД-191 успешно завершил стадию наземной отработки и пригоден для использования в составе семейства ракет-носителей «Ангара» .
- В апреле 2012 года Центр судоремонта «Звёздочка » успешно провёл заводские испытания первого агрегата лёгкого класса весом 197 тонн, из двух транспортно-установочных агрегатов, для стартовых комплексов РН «Ангара» . Оборудование предназначено для транспортировки и установки ракет лёгкого и тяжёлого классов на старте.
- В октябре 2012 года завершились зачётные испытания элементов конструкции ракеты-носителя «Ангара». По сообщению ФГУП ГКНПЦ им. Хруничева , в ФКП «НИЦ РКП» (п. Реммаш) успешно завершились зачётные испытания на криостатическую прочность элементов конструкции перспективной ракеты-носителя (РН) «Ангара» (изделие А5А2С - сборка № А13) изготовления ФГУП «ГКНЦП имени М. В. Хруничева». Целью испытаний сборки № А13 было подтверждение прочности отсеков ускорителя III ступени РН, а также отдельных узлов конструкции РН «Ангара» 3А и 5А.
- Универсальный ракетный модуль УРМ-1 трижды - в 2009, 2010 и 2013-м годах - проходил лётные испытания в составе ракеты-носителя KSLV-1 в качестве первой ступени.
- Первый пилотируемый запуск с космодрома «Восточный» ракеты «Ангара» планировался к проведению в 2017 году .
- По заключению Счётной Палаты Российской Федерации, средства, вложенные в проект за два десятилетия, многократно подняли цену этого, пока ещё не готового, носителя .
- В конце августа 2015 года НПО «Энергомаш» приступило к созданию модернизированной версии двигателя РД-191 - РД-191М - который будет применяться на РКН Ангара-А5В и Ангара-А5П и будет на 10-15 % мощнее предшественника. Первый этап выпуска аванпроекта завершен в сентябре 2015 года. Опытно-конструкторские разработки планируется завершить к 2018 году.
Передача производства из Москвы в Омск
Центр им. Хруничева принял решение наладить производство "Ангары" в омском ПО "Полет", поскольку носитель создается по отличным от производства "Протона" технологиям, например, для "Протонов" используется аргонно-дуговая сварка и все технологические цепочки построены вокруг этого. В Омске внедрена фрикционная сварка . Кроме того, с точки зрения эффективности транспортной логистики Омский завод расположен наиболее оптимально - практически на одинаковом расстоянии от космодромов Плесецк и Восточный .
На начальном этапе центральный и боковые блоки ракеты-носителя (соответственно, первая и вторая ступени, УРМ-1) будут собираться на производственном объединении "Полет" в Омске, а в Москве, в Центре им. Хруничева, блоки пройдут дополнительные проверки и будет происходить сборка ракеты-носителя вместе с третьей ступенью (УРМ-2) и интеграцией разгонного блока, после чего "Ангара" будет отправлена на космодром Плесецк (Архангельская область) для предстартовой подготовки.
Предполагается, что с 2020 года ПО "Полет" будет самостоятельно производить третью ступень (УРМ-2) .
Омское ПО "Полет" вошло в состав Центра им. Хруничева в 2007 году. Первый этап реконструкции и модернизации ПО "Полет" был начат в 2009 году, на этой стадии инвестиции составляли 6 млрд рублей. Второй этап предусматривает вложения в 10 млрд рублей. Затраты на третий этап пока неизвестны, он должен завершиться переходом на производство более 20 универсальных ракетных модулей для "Ангары" в год .
- до 2015 года - в Омске изготавливались топливные баки для УРМов.
Испытания
Вариант для Южной Кореи
С 2004 по 2013 год велись совместные работы по южнокорейскому носителю KSLV-1 (Наро-1), в первой ступени которого активно использовались наработки по «Ангаре». С южнокорейской стороны заказчиком проекта выступал Корейский институт аэрокосмических исследований (KARI). С российской стороны в проекте участвовали ГКНПЦ имени М. В. Хруничева, НПО «Энергомаш» и Конструкторское бюро транспортного машиностроения. Всего было произведено три запуска: в , и году, два первых запуска был неудачными (не по вине российских двигателей). Впоследствии, в 2016 году Корея заключила контракт на поставку ракет-носителей «Ангара»
Ангара-1.2ПП
Изначально первый пуск РН «Ангара» был запланирован на 2005 год с космодрома «Плесецк» . Но затем он многократно переносился: на 2011 год , на 2012 год , 2013 год и наконец на 2014 год .
Пуск ракеты-носителя лёгкого класса «Ангара-1.2ПП » (ракета-носитель «Ангара 1.2. первого пуска») с космодрома «Плесецк » был осуществлен 9 июля года. Пуск прошёл успешно, РН полетела по баллистической траектории до района полигона Кура на Камчатке.
Основные характеристики РКН «Ангара - 1.2ПП»
Целями пуска РН «Ангара-1.2ПП» являются:
- Проверка функционирования составных частей космического ракетного комплекса «Ангара» при подготовке к пуску и при осуществлении пуска ракеты;
- Отработка бортовых систем ракеты-носителя «Ангара»;
- Отработка эксплуатационной документации.
Запланированный пуск 27 июня 2014 года был отменён за 1 минуту 30 секунд до КП («Контакт подъёма »), когда автоматизированная система управления пуском (АСУП) сформировала команду «Нет готовности ДУ к пуску» (ДУ - двигательная установка) из-за падения давления в ШБ (шаробаллоне) наддува демпфера окислителя первой ступени , по причине негерметичности в магистрали подачи гелия к демпферу окислителя. За 1 минуту 19 секунд до КП обратный отсчет автоматически остановился. Было объявлено о переносе запуска на сутки, на 28 июня, в дальнейшем пуск был также перенесён. За проведением пуска в прямом эфире наблюдал Президент РФ В. В. Путин , которым была поставлена задача в ближайшее время разобраться в причинах и устранить их. Государственной комиссией было принято решение снять «Ангару 1.2ПП» со стартового стола и отправить в МИК (монтажно-испытательный комплекс) для выявления и устранения причин отмены, проведения дополнительных проверок.
После выявления и устранения причин падения давления в ШБ государственной комиссией была назначена новая дата пуска РН «Ангара-1.2ПП» - 9 июля 2014 года. Подготовка РН прошла в штатном режиме и в 16:00 по московскому времени с 35 площадки в/ч 13973 (космодром «Плесецк») был успешно проведён первый испытательный пуск РН «Ангара-1.2ПП».
Полёт РКН проходил согласно утверждённой циклограмме по баллистической траектории над территорией России. В соответствии с циклограммой полёта через 3 минуты 42 секунды после отрыва от стартового стола первая ступень с двигателем РД-191 отделилась от РН и упала в акватории Печорского моря. Через две секунды после отделения первой ступени без каких-либо технических накладок был включён двигатель второй ступени РД-0124А. Головной обтекатель был сброшен через 3 минуты 52 секунды после старта и упал в заданный район южной части Баренцева моря. Через 8 минут 11 секунд произошло штатное выключение двигательной установки второй ступени. . Спустя 21 минуту после старта неотделяемый габаритно-массовый макет полезной нагрузки со второй ступенью ракеты попал в заданный район полигона Кура на полуострове Камчатка на расстоянии 5700 км от места старта.
Ангара-А5
Первый испытательный пуск тяжелой версии ракеты-носителя «Ангара-А5» произведен 23 декабря 2014 года в 8:57 (МСК) с космодрома Плесецк. Запуск прошёл штатно.
Варианты ракеты-носителя Ангара в сравнении с российскими аналогами
| Версия | Ангара 1.1 | Ангара 1.2 | Ангара-А3 | Ангара-А3/КВСК | Ангара-А5 | Ангара-А5В | Союз-2.1в | Союз-2.1б | Протон-М |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Первая и вторая ступени | 1×УРМ-1, РД-191 | 3×УРМ-1, РД-191 | 5×УРМ-1, РД-191 | НК-33 /РД-193 и РД-0124 | РД-107А и РД-108А | 6 × ЖРД РД-276 и РД-0210, РД-0211 | |||
| Третья ступень | -- | УРМ-2 (уменьшенный), РД-0124 | УРМ-2, РД-0124 | Кислородно-водородная, ? | РД-0124 | ||||
| Разгонный блок | Бриз-КМ (Бриз-КС) | -- | Бриз-М | КВСК | Бриз-М | КВТК | Фрегат | Бриз-М | |
| Тяга (на уровне земли) | 196 т | 588 т | 980 т | ||||||
| Стартовая масса | 149 т | 171 т | 480 т | 480 т | 759 т | 790 т | 160 т | 312 т | 705 т |
| Высота (макс.) | 34,9 м | 41,5 м | 45,8 м | 55,4 м | 64 м | 44 м | 51,1 м | 58,2 м | |
| Полезная нагрузка (орбита 200 км) | 2 т | 3,8 т | 15,1 т | 15,1 т | 25,8 т | 34-38 т | 3 т | 6,5-8,25 т | 23 т |
| Полезная нагрузка (ГПО) | -- | -- | 2,4 т | 3,6 т | 5,4 т | 12 т | -- | 4,9 т | 6,35-7,1 т |
| Полезная нагрузка (ГСО) | -- | -- | 1,0 т | 2,0 т | 2,8 т | до 10 т | -- | 3,25 т | 3,7 т |
Стартовый комплекс на космодроме Плесецк
Стартовый комплекс для ракет «Ангара» был построен в Плесецке в 2014 году. С него было осуществлено два успешных испытательных пуска. Предполагается, что этот комплекс будет постоянно загружен.
Министерство обороны РФ намерено к 2019 году построить на космодроме Плесецк новый стартовый стол , с которого будет запускаться носитель с кислородно-водородным разгонным блоком, для которого нужна специальная инфраструктура. В августе 2016 года ГКНПЦ им. М. В. Хруничева объявил о начале разработки проекта нового стартового комплекса для ракет-носителей семейства «Ангара» на космодроме Плесецк .
Стартовый комплекс на космодроме Байконур
2 июня 2015 года первый вице-премьер Казахстана Бакытжан Сагинтаев сообщил журналистам, что строительство космического ракетного комплекса (КРК) «Байтерек» на космодроме Байконур начнется в 2021 году. «Байтерек» будет развиваться на базе ракеты-носителя «Ангара» . При этом, составной частью российско-казахского космического ракетного комплекса «Байтерек» станет разрабатываемая ракетно-космической корпорацией «Энергия» ракета-носитель «Сункар» .
Стартовый комплекс на космодроме Восточный
Перед Роскосмосом была поставлена задача в течение первого полугодия 2016 года разработать системный проект универсального стартового комплекса с одной стартовой площадкой, с которой можно будет запускать любую из трёх версий ракеты-носителя «Ангара» - «Ангара-А5», «Ангара-А5П» (пилотируемая) и «Ангара-А5В» (повышенной грузоподъёмности) .
Основные характеристики первоначального варианта РН «Ангара»
Данные приведены по книге В. Е. Гудилина и Л. И. Слабкого «Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы)» Москва, 1996 г.
| N п/п | Характеристики | Значение |
|---|---|---|
| 1 | Стартовая масса, т | |
| - РН (без КГЧ / с КГЧ) | 611,5/640 | |
| - I ступень | 481,53 | |
| - II ступень | 129,64 | |
| 2 | Мпг, выводимого на орбиту с параметрами Нкр = 200 км, i = 63 град. | 26 |
| 3 | Мпг, выводимого на ГСО с использованием РБ, т | |
| - КВРБ / РБ «Бриз-М» | 4,3/3,2 | |
| 4 | Масса конструкции РН , т в том числе | 46,6 |
| - ускоритель 1 ступени | 33,0 | |
| - ускоритель 2 ступени | 13,66 | |
| 5 | Масса заправляемых компонентов топлива, т | |
| - I ступени (ж. O 2 / РГ-1) | 324,4/123,7 | |
| - II ступени (ж. O 2 / ж. H 2) | 99,4/16,7 | |
| 6 | Рабочий запас топлива | |
| - I ступень (ж. О 2 / РГ-1) | 317,6/120,77 | |
| - II ступень (ж. О 2 / ж. H 2) | 97,84/16,31 | |
| 7 | Конечная масса блока, т | |
| - I ступени | 40,178 | |
| - II ступени | 15,663 | |
| 8 | Габаритные размеры (длина / поперечное сечение), м | |
| - РН (без КГЧ) | 35,25/3х3,9 | |
| - ускоритель 1 ступени | 25,44/3х3,6 | |
| - ускоритель 2 ступени | 13,80/3х3,9 | |
| - КГЧ | 19,42/4,35 | |
| 9 | Тяга МД 1 ступени, тс | |
| - у Земли / в пустоте | 740/806,4 | |
| 10 | Удельный импульс тяги МД 1 ступени, с | |
| - у Земли / в пустоте | 309,5/337,2 | |
| 11 | Тяга МД 2 ступени в пустоте, с | 190 |
| 12 | Удельный импульс тяги МД 2 ступени в пустоте, с | 455,5 |
Сравнительная оценка
Аналогами «Ангары-А5» по стартовой массе и по выводимой на ГСО полезной нагрузке являются модульная РН Falcon , французская Ариан-6 (первые 2 ступени РДТТ) и китайская РН CZ-11(РДТТ). «Союз-2 » занимает промежуточное положение между «Ангара 1.2» и «Ангара-А3».
РН «Ангара» производится с широким использованием полимерных композиционных материалов , при этом доля композитов на 20 % выше, чем в «Протон-М».
Запуски «Ангары» дешевле, чем у «Delta IV Heavy» , но, по состоянию на 23 декабря 2014 года, в два раза дороже запуска «Протона-М».
Список пусков
| Список пусков РН «Ангара» | ||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| № | Дата, время | Пусковая установка | Предназначение | Статус, описание, примечания | Видео | |||
| Пуски УРМ-1 в составе KSLV-1 | ||||||||
| - | 25.08 . 8:00 UTC | 1-я ступень KSLV-1 | Спутник связи STSAT-2A |
КЦ «Наро» | Первая ступень - незначительная модификация УРМ-1 «Ангары» - отработала штатно. Спутник не вышел на расчётную орбиту из-за сбоя отделения головного обтекателя (не относящегося к проекту «Ангара»). | |||
| - | 10.06 . 8:01 UTC | 1-я ступень KSLV-1 | КЦ «Наро» | Ракета смогла подняться за 137 секунд на высоту около 70 км, затем связь с ракетой была потеряна. Авария произошла на этапе работы первой ступени российского производства (незначительная модификация УРМ-1 «Ангары»), за 78 секунд до сброса головного обтекателя. По записям с бортовой видеокамеры предполагают, что ракета взорвалась. По словам заместителя гендиректора ЦНИИМАШ Николая Паничкина российская ступень не виновата, и причиной аварии была ошибочная работа второй, корейской, ступени. | ||||
| - | 30.01 . 7:00 UTC | 1-я ступень KSLV-1 | КЦ «Наро» | Исследовательский спутник. | Успешный запуск, спутник выведен на целевую орбиту. | |||
| Испытательные пуски | ||||||||
| - | ||||||||
КОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС «АНГАРА»
Создание космического ракетного комплекса (КРК) «Ангара» является задачей особой государственной важности. Ввод КРК «Ангара» в эксплуатацию позволит России запускать космические аппараты всех типов со своей территории и обеспечит нашей стране независимый гарантированный доступ в космос. Государственными заказчиками комплекса «Ангара» являются Госкорпорация «РОСКОСМОС» и Минобороны России, головным предприятием-разработчиком - ФГУП «ГКНПЦ имени Хруничева». Новый КРК создается кооперацией российских промышленных предприятий и строительных организаций с применением исключительно отечественной элементной базы.
Семейство ракет-носителей «Ангара»
Новейший российский космический ракетный комплекс «Ангара» включает в свой состав семейство экологически чистых ракет-носителей (РН) различных классов, позволяющих выводить до 37,5 тонн полезного груза (модификация «Ангара-А5В») на низкую околоземную орбиту.
Основой для создания вариантов ракет-носителей «Ангара» служат кислородно-керосиновые универсальные ракетные модули - УРМ-1 (для первой и второй ступеней РН) и УРМ-2 (для верхних ступеней РН). Количество УРМ в составе первой ступени определяет грузоподъемность ракеты-носителя.
Универсальный ракетный модуль представляет собой законченную конструкцию, состоящую из баков окислителя и горючего, соединенных проставкой, и двигательного отсека. УРМ-1 оснащается жидкостным реактивным двигателем РД-191, УРМ-2 - двигателем РД-0124А.
В ракетах-носителях семейства «Ангара» не используются агрессивные и токсичные ракетные топлива на основе гептила, что позволяет существенно повысить показатели экологической безопасности комплекса, как в прилегающих к космодрому регионах, так и в районах падения отработавших ступеней ракет-носителей.
Стартовые комплексы
Уникальные технические решения и широкое использование унификации позволяют осуществлять пуск всех ракет-носителей семейства «Ангара» с одной пусковой установки. Созданная на космодроме ПЛЕСЕЦК (Архангельская обл.) наземная инфраструктура КРК «Ангара» включает в себя технический комплекс и универсальный стартовый комплекс (УСК).
УСК на космодроме Плесецк создан на базе стартового комплекса РН «Зенит» и способен обеспечить подготовку и пуски ракет-носителей «Ангара» легкого, среднего и тяжелого классов. Стартовый комплекс включает в свой состав стартовые сооружения, технологическое оборудование, комплекс автоматизированных систем управления, комплекс для заправки разгонного блока «Бриз-М», комплекты наземного оборудования и проверочной аппаратуры. Кроме сооружений, инженерных сетей и коммуникаций протяженностью более 22 км, автомобильных и железных дорог, в состав УСК входят площадки инженерного обеспечения.
Второй стартовый комплекс планируется создать на новом российском космодроме ВОСТОЧНЫЙ.
Тактико-технические характеристики РН семейства «Ангара»
|
Параметры |
Ангара-1.2 |
Ангара-А5 |
Ангара-А5В* |
|---|---|---|---|
|
Стартовая масса, т |
|||
|
Количество ступеней |
|||
|
Компоненты топлива: Первой ступени; Второй ступени; Третьей ступени. |
кислород-керосин кислород-керосин |
кислород-керосин кислород-керосин кислород-керосин |
кислород-керосин кислород-керосин кислород-водород |
|
Маршевые двигатели: Первой ступени; Второй ступени; Третьей ступени. |
|||
|
Используемые разгонные блоки |
Отделяемый агрегатный модуль |
Бриз-М/ДМ/КВТК |
|
|
Космодром |
ПЛЕСЕЦК (ВОСТОЧНЫЙ***) |
ВОСТОЧНЫЙ*** |
|
|
Масса полезной нагрузки, т.** На НОО (200 км); |
5,4/5,4/7,5 (-/7,0/8,0) 2,8/2,6/4,5 (-/3,9/5,0) |
* - в стадии проектной проработки
** - НОО - низкая опорная орбита; ГПО - геопереходная орбита; ГСО - геостационарная орбита; ССО - солнечно-синхронная орбита
*** - стартовый комплекс для РН «Ангара» в проекте второй очереди строительства космодрома ВОСТОЧНЫЙ.
Лётные испытания КРК «Ангара»
Прототип первой ступени (УРМ-1) ракеты-носителя «Ангара-1.2» трижды (в 2009, 2010, 2013 годах) прошел летные испытания в составе первой южнокорейской ракеты-носителя КСЛВ-1, контракт на создание которой был подписан ГКНПЦ им. М.В.Хруничева в 2004 году.
Летные испытания КРК «Ангара» на космодроме Плесецк начались в 2014 году:
- 9 июля 2014 года - Первый пуск ракеты-носителя легкого класса «Ангара-1.2.ПП». РН состояла из двух ступеней на основе УРМ-1 и УРМ-2, неотделяемого макета полезной нагрузки массой 1,43 тонны и головного обтекателя. Ее стартовая масса - ~171 тонна.
- 23 декабря 2014 года - Первый пуск РКН тяжелого класса «Ангара-А5.1Л». Она состояла из трех ступеней, созданных на основе УРМ-1 и УРМ-2. Космическая головная часть включала в себя неотделяемый габаритно-массовый макет полезной нагрузки (его масса - 2,04 тонны), установленный на разгонный блок «Бриз-М» под головным обтекателем. В ходе испытаний разгонный блок успешно вывел макет космического аппарата на целевую орбиту.