Главная › Налоги › Топливо для ракеты ангара. Космический ракетный комплекс «ангара. Основные характеристики рб «кврб»

Топливо для ракеты ангара. Космический ракетный комплекс «ангара. Основные характеристики рб «кврб»

294,3 кН (30,0 тс) в вакууме Удельный импульс 359 с (3521,8 м/с) в вакууме Время работы 300 с Горючее керосин РГ-1 Окислитель жидкий кислород Медиафайлы на Викискладе

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
-

В России завершились комплексные испытания универсального стартового комплекса ракеты-носителя тяжелого класса «Ангара-А5». Ракета уже снята со стартового стола на космодроме Плесецк. Об этом 26 ноября сообщает ТАСС со ссылкой на официального представителя войск ВКО России Алексея Золотухина. По его словам, специалисты на космодроме Плесецк осуществили целый цикл электрических испытаний агрегатов и систем ракеты-носителя и комплекса стартового оборудования, также они протестировали систему заправки ракеты-носителя «Ангара» компонентами топлива и проверили готовность стартового комплекса к первому пуску ракеты данного класса.

На данный момент ракета «Ангара-А5» снята со стартового стола универсального стартового комплекса площадки №35. Она была доставлена в монтажно-испытательный корпус специального технического комплекса. После завершения этой процедуры работники космодрома начали цикл технологических операций по подготовке ракеты к началу летных испытаний. Первый запуск ракеты тяжелого класса «Ангара-А5» намечен на 25 декабря 2014 года (ориентировочная дата пуска). Ранее 9 июля 2014 года после нескольких переносов старта с космодрома Плесецк была успешно запущена ракета-носитель легкого класса «Ангара-1.2ПП» (первого пуска).

В настоящее время создание ракетного комплекса «Ангара» является одним из приоритетных направлений для развития российского космодрома Плесецк. Считается, что именно этот комплекс должен стать частью национальной системы средств выведения, которая будет базироваться исключительно на российском научно-промышленном потенциале. Работы по созданию объектов наземной инфраструктуры подготовки и запуска ракет-носителей «Ангара» проводятся в рамках Федеральной целевой программы «Развитие российских космодромов на 2006-2015 годы».

Комплекс «Ангара» создается на базе унифицированного ряда ракет-носителей легкого, среднего и тяжелого классов. Данные ракеты будут в состоянии выводить в космос почти весь спектр перспективных полезных нагрузок в интересах Минобороны России во всем требуемом диапазоне высот и наклонных орбит. Немаловажным представляется и то, что в семействе ракет «Ангара» не будут использоваться токсичные и агрессивные виды топлива. По словам экспертов, такое решение позволит значительно повысить показатели экологической безопасности всего комплекса как в регионе, который непосредственно прилегает к месту запуска, так и в тех районах, в которых будут падать отделяющиеся части ракет-носителей.

Головным предприятием-разработчиком и производителем космического ракетного комплекса (КРК) «Ангара» является ФГУП «Государственный космический научно-производственный центр имени М. В. Хруничева». Государственные заказчики - Федеральное космическое агентство и Министерство обороны РФ. Создание КРК «Ангара» - это задача особой государственной важности. Ввод данного ракетного комплекса в эксплуатацию позволит РФ запускать в космос любые аппараты всех типов со своей территории, обеспечив для страны гарантированный и независимый доступ в космическое пространство.

КРК «Ангара» - это по-настоящему новое поколение российских ракет-носителей, которое построено по модульному типу. Данные ракеты основываются на двух универсальных ракетных модулях (УРМ), оснащенных кислородно-керосиновыми двигателями: УРМ-1 и УРМ-2. При этом семейство ракет «Ангара» включает в себя носители от легкого до тяжелого классов, обладающие грузоподъемностью в диапазоне от 3,8 до 35 тонн (РН «Ангара-А7») на низкой земной орбите.

УРМ, работающий на компонентах кислород+керосин, представляет собой уже законченную конструкцию, которая состоит из баков горючего и окислителя, которые соединены между собой проставкой, а также двигательного отсека. Каждый УРМ-1 оснащается одним достаточно мощным жидкостным реактивным двигателем (ЖРД) РД-191. Данный двигатель был создан на базе четырехкамерного двигателя, который использовался на ракете-носителе «Энергия» и применяется на ракетах-носителях «Зенит» (двигатели РД-170 и РД-171). УРМ-2 оснащается другим маршевым двигателем - РД-0124А. Это первый ЖРД, который появился в нашей стране в постсоветский период. Является наиболее высокоэффективным кислородно-керосиновым ЖРД в мире.

В составе ракет-носителей легкого класса «Ангара-1.2» применяется один УРМ. В то же время предельной по числу используемых модулей является тяжелая ракета-носитель «Ангара-А7», которая состоит из 7 УРМ. Прототип первой ступени «Ангары» (УРМ-1) три раза в 2009, 2010 и 2013 годах проходил летные испытания в составе ракеты-носителя KSLV-1 производства Южной Кореи. В качестве верхних ступеней на ракете-носителе «Ангара-1.2» может использоваться разгонный блок «Бриз-КМ», который прошел летные испытания в составе российской конверсионной ракеты «Рокот», а на ракете-носителе «Ангара-А5» используются разгонные блоки «Бриз-М» и КВТК.

Уникальные технические решения и широкое использование унификации позволяют осуществлять пуск всех ракет-носителей семейства «Ангара» с одной пусковой установки. В соответствии с решением госкомиссии, ракета-носитель легкого класса «Ангара-1.2 первого пуска» с неотделяемым макетом полезной нагрузки осуществила успешный пуск 9 июля 2014 года с универсального стартового комплекса КРК «Ангара», расположенного в Архангельской области на космодроме Плесецк. Первый испытательный пуск ракеты был осуществлен боевыми расчетами Войск воздушно-космической обороны (ВКО), а также предприятий промышленности.

Все предстартовые операции, сам пуск и последующий полет ракеты «Ангара-1.2ПП» прошли в штатном режиме. При этом ракета-носитель «Ангара-1.2ПП» состояла из двух ступеней, которые созданы на основе универсальных ракетных модулей (УРМ-1 и УРМ-2), а также макета полезной нагрузки массой 1,43 тонны и головного обтекателя. В двигательных установках применяются только экологически чистые компоненты топлива - керосин и кислород, стартовая масса ракеты-носителя составляет примерно 171 тонну.

Для организации запусков ракет «Ангара» с космодрома Плесецк был построен специальный комплекс. В его состав вошли пусковой стол (ПС - 1 шт.) - масса 1185 тонн, кабель-заправочная башня (КЗБ - 1 шт.) - масса 1700 тонн, стенд универсальный, предназначенный для сборки космической головной части с разгонным блоком Бриз-М (1 шт.) - масса более 40 тонн, а также транспортно-установочные агрегаты для РН легкого и тяжелого класса (197 и 400 тонн соответственно).

Тактико-технические характеристики РН семейства «Ангара» (для запуска с космодрома Плесецк):

Ракета-носитель легкого класса «Ангара-1.2»:
Стартовая масса ракеты-носителя - 171 т.
Высота - 34,9 м.

Масса полезной нагрузки на опорной орбите (Н кр =200 км, i=63°) - 3,8 т.

Ракета-носитель среднего класса «Ангара-А3»:
Стартовая масса ракеты-носителя - 481 т.
Высота - 45,8 м.
Первая ступень - УРМ-1, ЖРД РД-191.
Вторая ступень - УРМ-2, ЖРД РД-0124А.
Разгонный блок «Бриз-М» или КВСК (Кислородно-водородный среднего класса).
Масса полезной нагрузки на опорной орбите (Н кр = 200 км, i=63°) - 14,6 т.
Масса полезной нагрузки на ГПО (геопереходная орбита, Н п = 5500 км, i=25°) - 3,6 т. и 2,4 т. для КВСК и «Бриз-М» соответственно.
Масса полезной нагрузки на ГСО (геостационарная орбита) - 2,0 т. и 1,0 т. для КВСК и «Бриз-М» соответственно.

Ракета-носитель тяжелого класса «Ангара-А5»:
Стартовая масса ракеты-носителя - 773 т.
Высота - 55,4 м.
Первая ступень - УРМ-1, ЖРД РД-191.
Вторая ступень - УРМ-2, ЖРД РД-0124А.
Разгонный блок «Бриз-М» или КВТК (Кислородно-водородный тяжелого класса).
Масса полезной нагрузки на опорной орбите (Н кр = 200 км, i=63°) - 24,5 т.
Масса полезной нагрузки на ГПО (геопереходная орбита, Н п = 5500 км, i=25°) - 7,5 т. и 5,4 т. для КВТК и «Бриз-М» соответственно.
Масса полезной нагрузки на ГСО (геостационарная орбита) - 4,6 т. и 3,0 т. для КВТК и «Бриз-М» соответственно.

Ракета-носитель тяжелого класса «Ангара-А7»:
Стартовая масса ракеты-носителя - 1133 т.
Высота - 65,7 м.
Первая ступень - УРМ-1, ЖРД РД-191.
Вторая ступень - УРМ-2, ЖРД РД-0124А.
Разгонный блок КВТК-А7.
Масса полезной нагрузки на опорной орбите (Н кр = 200 км, i=63°) - 35 т.
Масса полезной нагрузки на ГПО (геопереходная орбита, Н п = 5500 км, i=25°) - 12,5 т. с КВТК-А7.
Масса полезной нагрузки на ГСО (геостационарная орбита) - 7,6 т. с КВТК-А7.

"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!

Тактико-технические характеристики РН семейства «Ангара» (для запуска с космодрома Плесецк):

311,5/337,4 с Горючее жидкий кислород и керосин РГ-1

Макеты различных компоновок ракет-носителей «Ангара» на МАКС-2009

«Ангара» - семейство разрабатываемых ракет-носителей модульного типа с кислородно-керосиновыми двигателями, включающее в себя носители четырёх классов - от лёгкого до тяжёлого - в диапазоне грузоподъемностей от 1,5 («Ангара 1.1») до 35 («Ангара А7») тонн на низкой околоземной орбите (при старте с космодрома «Плесецк »). Головным разработчиком и производителем РН семейства «Ангара» является Государственный космический научно-производственный центр имени М. В. Хруничева .

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 .

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.
Ликвидация проблем использования тяжёлых РН с токсичным топливом. Традиционно в качестве топлива для «тяжёлых» РН (в СССР/РФ) - использовался гептил , очень токсичное вещество; в наше время данный тип топлива используется на РН Протон-М . В РН «Ангара» будет использоваться экологически чистое топливо на основе керосина; в качестве окислителя будет выступать - жидкий кислород; соответственно, такая РН значительно более безопасна при использовании. В будущем, возможна сертификация применения РН «Ангары» и для пилотируемых полетов.
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 А7» - до 35 тонн, что больше, чем у РН Протон. Данные технические возможности «Ангары А5» позволяют вывести с космодрома Плесецк на геостационарную орбиту полезную нагрузку такой же массы, как и с космодрома Байконур при помощи РН Протон-М.

Вместе с тем, основной целью создания «Ангары» была возможность для ГКНПЦ им. Хруничева занять почти весь российский рынок космических запусков, создав на основе УРМ единую замену для большинства существующих типов РН , созданных в СССР : - «Протон» (вместо него «Ангара» А5, А7), «Зенит-2» (производится на Украине , вместо него «Ангара А3»), «Циклон-2/3» (снят с производства на Украине, вместо него «Ангара А1.2») и «Космос-3М» (вместо него «Ангара А1.1»). Без замены оставалось бы только семейство ракет-носителей типа Р-7 (Союз/Молния) и небольшие носители. Методология создания унифицированного ряда РН стала основой докторской диссертации первого заместителя Генерального директора ГКНПЦ им. Хруничева А. А. Медведева, защищенной в 1999 году (в 2001 г. А. А. Медведев был назначен Генеральным директором ГКНПЦ имени М. В. Хруничева).

История создания

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.

В связи с этим, на основании Решения научно-технического совета Военно-космических Сил от 3 августа 1992 г. по вопросу «Средства выведения: состояние и перспективы их модернизации и развития» и Постановления Правительства Российской федерации от 15 сентября 1992 г. 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 г. 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 06.01.95 г. «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 г. 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 ». 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.

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 этого 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 т, масса полезной нагрузки, выводимой на низкую околоземную орбиту с наклонением 63° (с космодрома «Плесецк») - 24,5 т. 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.

В марте 1997 г. руководство ГКНПЦ им. М. В. Хруничева предложило кардинально пересмотреть принятый в 1995 г. 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 апреле 2012 года Центр судоремонта «Звёздочка » успешно провёл заводские испытания первого - агрегата лёгкого класса весом 197 т, из двух транспортно-установочных агрегатов, для стартовых комплексов РН «Ангара» Оборудование предназначено для транспортировки и установки ракет лёгкого и тяжёлого классов на старте.

Первый запуск РН «Ангара» был запланирован с космодрома «Плесецк» на 2005 год. Но затем он был многократно перенесён: на 2011 год , на 2012 год , а теперь уже на 2013 год. На текущий момент это - восьмой перенос первого запуска РН .

Первый запуск ракеты-носителя лёгкого класса «Ангара-1» и первые лётные испытания космического ракетного комплекса (КРК) «Ангара» будут произведены не позднее 2013 года, сообщил журналистам 24 марта 2011 года официальный представитель Космических войск (КВ) РФ Алексей Золотухин.

Завершились зачётные испытания элементов конструкции ракеты-носителя «Ангара». По сообщению ФГУП ГКНПЦ им. Хруничева от 23 октября 2012 года, 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.

Вариант для космодрома Байконур

Вариант для Южной Кореи

Ведутся совместные работы по южнокорейскому носителю KSLV-1, в котором активно используются наработки по «Ангаре». С южнокорейской стороны заказчиком проекта выступает Корейский институт аэрокосмических исследований (KARI). С российской стороны в проекте участвуют ГКНПЦ имени М. В. Хруничева, НПО «Энергомаш» и Конструкторское бюро транспортного машиностроения.

Версии носителя

200 км) ) )

Версия	Ангара 1.1	Ангара 1.2	Ангара А3	Ангара А3/КВСК	Ангара А5	Ангара А5/КВТК	Ангара А7	Ангара А7 «Восточный»
Первая ступень	1×УРМ, РД-191	1×УРМ, РД-191	3×УРМ, РД-191	3×УРМ, РД-191	5×УРМ, РД-191	5×УРМ, РД-191	6×УРМ-1, УРМ-2	6×УРМ-1, УРМ-2
Вторая ступень	Бриз-КМ (Бриз-КС)	УРМ-2, РД-0124	УРМ-2, РД-0124	УРМ-2, РД-0124	УРМ-2, РД-0124	УРМ-2, РД-0124
Разгонный блок	--	--	Бриз-М	КВСК	Бриз-М	КВТК	КВТК-А7	КВТК2-А7В
Тяга (на уровне земли)	196 т	196 т	588 т	588 т	980 т	980 т
Стартовая масса	149 т	171 т	480 т	480 т	759 т	790 т	1154 т
Высота (макс.)	34,9 м	41,5 м	45,8 м		55,4 м	64 м		2 т	3,8 т	15,1 т	15,1 т	25,8 т	25,8 т	35,0 т	--	--	2,4 т	3,6 т	5,4 т	6,6 т	12,5 т	19,0 т
--	--	1,0 т	2,0 т	2,8 т	4 т	7,6 т	11,4 т

Масса полезной нагрузки указана при запуске с космодрома Плесецк (63° с.ш.). РН «Ангара А7» состоит из шести УРМ-1 и одного УРМ-2 (центрального блока увеличенного размера и заправки), должна быть оснащена модернизированными двигателями РД-191 с выдвижным сопловым насадком и не может быть запущена со стартового комплекса, предназначенного для запуска остальных ракет-носителей данного семейства.

Основные характеристики первоначального варианта РН «Ангара»

Данные приведены по книге В. Е. Гудилина 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

Аналогом «Ангара А5» по стартовой массе и по выводимой на ГСО полезной нагрузке являются «РН Протон » (700 и 4,35-5,6 т соответственно) и разрабатывавшаяся в НАСА Арес-1 . «Союз-2 » занимает промежуточное положение между «Ангара 1.2» и «Ангара А3».

РН «Ангара» производится с широким использованием полимерных композиционных материалов , доля композитов на 20 % выше, чем в «Протоне-М». Примерно в 2 раза улучшены свойства материалов.

Сноски и источники

ГКНПЦ имени М. В. Хруничева | Семейство ракет-носителей «Ангара»
Александр Алексеевич Медведев
Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. ГЛАВА 6 Развитие ракетно-космических частей и их составных систем // . - М., 1996. - 326 с.
«Ангара» готовится к полёту, vesti.ru, 30.12.2007
Началась подготовка к огневым испытаниям универсального ракетного модуля УРМ-2
В ФКП «НИЦ РКП» прошли огневые стендовые испытания УРМ-1 ракеты-носителя «Ангара» . khrunichev.ru (31.07.2009). Архивировано из первоисточника 25 августа 2011.
ФКП "НИЦ РКП"состоялись заключительные испытания универсального ракетного модуля УРМ-1 ракеты-носителя «Ангара» , 27.11.2009
В ФКП «НИЦ РКП» успешно проведены огневые стендовые испытания универсального ракетного модуля УРМ-2 РН «Ангара» , 19.11.2010
Завершена отработка новейшего ракетного двигателя РД191 для семейства РН «Ангара»
В Северодвинске успешно испытан транспортно-установочный агрегат для стартовых комплексов ракет "Ангара" , ИТАР-ТАСС (13.04.2012).
Журнал «Новости космонавтики»
Проект космического ракетного комплекса «Ангара» утверждён. spacenews.ru
Испытания ракеты-носителя «Ангара» начнутся не ранее 2013 года | Газета. Ru: Новости дня
Ракета-носитель «Ангара-1» будет запущена не позднее 2013 года
«Байтерек» определяет свое место на земле и в космосе
России и Казахстану не удалось согласовать условия строительства на космодроме нового стартового комплекса
Соглашение о строительстве площадки для запуска ракет с Казахстаном подписано давно, но России она нужна для старта легких ракет, а Казахстану - для тяжелых
Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Ракетно-космические системы (История.Развитие.Перспективы) . - М., 1996. - 326 с.