Союз (ракета-носій)

Історія створення ракети-носія «Союз» починається 20 травня 1954, коли ЦК КПРС і Рада Міністрів СРСР прийняли постанову № 956-408 про розробку міжконтинентальної балістичної ракети (МБР) Р-7 (індекс УРВ РВСН — 8К71), в якої перед ОКБ−1 під керівництвом Сергія Павловича Корольова була офіційно поставлена задача створення балістичної ракети, здатної нести термоядерний заряд, і дальністю польоту до 10 тисяч кілометрів[1].

Теоретичні основи створення ракетних двигунів і енергетичних установок ракетних комплексів були сформовані в НДІ-1 НКАП СРСР під керівництвом Мстислава Всеволодовича Келдиша.

Безпосереднє конструювання ракети Р-7 почалося в ОКБ-1 в 1953 році під керівництвом Сергія Павловича Корольова, провідним конструктором по Р-7 був призначений Дмитро Ілліч Козлов, проектним відділом ОКБ-1 по Р-7 керував Сергій Сергійович Крюков. Нові потужні двигуни для Р-7 паралельно розроблялися в ОКБ-456 під керівництвом Валентина Петровича Глушка.

Система управління ракетою проектувалася в НДІ-885 (нині — ФГУП «НПЦАП») під керівництвом Миколи Олексійовича Пилюгіна, а виготовлення було доручено харківському заводу Комунар.

В Інституті проблем управління АН СРСР під керівництвом Бориса Миколайовича Петрова була розроблена система спорожнення баків і система синхронізації витрати ракетного палива. Розробка системи радіоуправління велася в НДІ-885 під керівництвом Михайла Сергійовича Рязанського.

У НДІ-944 (нині — ФГУП «НПЦАП») під керівництвом Віктора Івановича Кузнецова конструювалися гіроскопічні прилади системи управління, системи автоматичного підриву ракети проектував Борис Овсійович Черток в ОКБ-1, а систему телеметричних вимірювань — Олексій Федорович Богомолов в ОКБ МЕІ.

Одночасно з початком розробки нової МБР була створена комісія на чолі з генерал-лейтенантом Василем Івановичем Вознюком, яка розглядала питання про будівництво спеціального випробувального полігону. Стартовий комплекс був розроблений в ГСКБ «Спецмаш» під керівництвом Володимира Павловича Барміна.

У лютому 1955 роки для відпрацювання тактико-технічних характеристик перспективної МБР під командуванням генерала Георгія Максимовича Шубникова створюється новий Науково-дослідний випробувальний полігон № 5 Міністерства Оборони СРСР (НДІП-5), що став потім космодромом Байконур. Місце будівництва — Казахстан, залізнична станція Тюра-Там, Кизилординська область.

Ескізний проект Р-7 був готовий в ОКБ-1 24 липня 1954. Згідно проекту МБР стартовою масою 280 т, тягою біля землі 404 тс і довжиною 34,2 м мала доставити головну частину масою 5,4 т на відстань 8240 км. Льотні випробування Р-7 почалися 15 травня 1957.

Перший пуск був невдалим. Ракета 8К71 № М1-5 у вимірювальному варіанті пролетіла близько 400 км і зруйнувалася внаслідок пожежі. Успішним був тільки четвертий пуск, який відбувся 21 серпня 1957.

Ще до прийняття на озброєння МБР Р-7 в 1959 році було прийнято рішення про будівництво об'єкта «Ангара» в районі селища Плесецьк Архангельської області (нині — космодром Плесецьк) спеціально для постановки на бойове чергування саме балістичних ракет даного типу.

У тому ж 1959 році в СРСР було створено новий вид військ — Ракетні війська стратегічного призначення (РВСП), на озброєння яких стали надходити міжконтинентальні балістичні ракети Р-7. Постановою ЦК КПРС і Ради Міністрів СРСР № 192-20 від 20 січня 1960 МБР Р-7 була прийнята на озброєння. Всього було здійснено 30 пусків ракет Р-7, з них 20 — успішні.

Разом з прийняттям ракет Р-7 на озброєння перед промисловістю постало складне завдання: забезпечити необхідний боєзапас для новостворених ракетних військ і споруджуваних полігонів. Дослідний завод ОКБ-1 не мав достатніх виробничих потужностей для серійного виробництва ракет Р-7.

Тому 2 січня 1958 було прийнято постанову ЦК КПРС і Ради Міністрів СРСР № 2-1сс/ОВ, в якому Куйбишевському Державному авіаційному заводу № 1 імені Тсоавіахіму (ГАЗ № 1, завод «Прогрес») Міністерства авіаційної промисловості наказувалося, не припиняючи випуску літаків «Ту-16», реконструювати виробництво і освоїти випуск МБР Р-7, індекс 8К71, з випуском трьох льотних виробів в четвертому кварталі 1958.

У Куйбишев, для освоєння виробництва, Корольов відправляє бригаду інженерів під керівництвом Дмитра Ілліча Козлова. Терміни, протягом яких треба було виконати дану задачу, були винятково стислими, але колектив заводу під керівництвом директора заводу Віктора Яковича Литвинова і провідного конструктора Дмитра Ілліча Козлова впорався з поставленим завданням.

Освоєння ракети на заводі № 1 проходило успішно і вже наприкінці 1958 перші три ракети були виготовлені і здані замовникам, а 17 лютого 1959 з полігону Байконур була успішно запущена перша серійна ракета Р-7.

Для безпосереднього конструкторського супроводу і модернізації ракет, на території заводу № 1, С. П. Корольов, наказом по ОКБ-1 № 74 від 25 липня 1959, створив спеціальний конструкторський відділ № 25 ОКБ-1, який відповідно до постановою ЦК КПРС і СМ СРСР № 715-296 від 23 червня 1960, перетворений у філію № 3 з дислокацією в місті Куйбишеві. Згодом, в 1974 році, КБ було перейменовано в ЦСКБ.

На основі двоступеневої міжконтинентальної балістичної ракети Р-7, створеної в конструкторському бюро С. П. Корольова в 1953–1957 роках, розроблено більше десяти модифікацій космічних ракет-носіїв (РН). Створена на її базі триступенева РН «Супутник» 4 жовтня 1957 вивела на орбіту перший штучний супутник Землі — «ПС-1».

Паралельно з Р-7 протягом 1958–1959 років ОКБ-1 спільно з ЦСКБ і заводом № 1 вели розробку вдосконаленої версії МБР «Р-7А» (індекс УРВ РВСН — 8К74). Двоступенева ракета Р-7 мала довжину 33 метри, максимальну стартову масу — 278 тонни, а максимальна дальність стрільби була визначена в 8000 кілометрів.

Наприкінці 1959 року народження, паралельно з випуском МБР Р-7, почалося освоєння Р-7А, серійний випуск якої в Куйбишеві почався в III кварталі 1960. Стартова маса 8К74 склала 276 т (8К71 — 278 т), довжина — 31,065 м, максимальна дальність стрільби не більше ніж 12 000 км. На приладовому відсіку Р-7А з'явився конічний перехідник для стикування менш габаритної головної частини з блоком «А». Нова інерціальна система керування взяла на себе функції системи радіокерування, за винятком керування дальністю. Було здійснене певне полегшення конструкції ракети (за рахунок хімічного фрезерування стінок баків). Скоротився час підготовки ракети до пуску, в результаті чого була підвищена боєготовність.

Перший пуск в рамках льотних випробувань відбувся 23 грудня 1959, останній — 7 липня 1960 року. МБР Р-7А була прийнята на озброєння РВСП постановою ЦК КПРС і СМ СРСР № 1001-416 від 12 вересня 1960.

У Міністерстві оборони США і НАТО ракета отримала позначення SS-6 і Sapwood, відповідно. Головне ракетно-артилерійське управління Міністерства Оборони СРСР використовувало індекс 8К74.

У сімействі ракет-носіїв Р-7А можна виділити такі типи:

• 8К78 «Молнія»- чотириступінчасті ракети-носії для запуску автоматичних космічних апаратів на високі еліптичні орбіти і міжпланетних космічних станцій до Місяця, Марсу і Венері;
• 8К78М «Молнія-М» — чотириступінчасті ракети-носії з модернізованими двигунами першого і другого ступеня. Послужила основою для створення триступінчатих варіантів «Восток» і «Союз»;
• 11А57 «Восток» — триступенева ракета-носій для запуску космічних кораблів «Восток» і розвідувальних супутників «Зеніт»;
• 8К72 «Восход» і 8А92 «Восход-2»- триступінчаті ракети-носії для запуску автоматичних космічних апаратів на середні кругові орбіти;
• 11А510 — спеціальна версія ракети-носія 8А92 для запуску двох дослідних зразків космічного апарату УС-А, Розробки ОКБ-52;
• 11А59 «Політ»- Двоступеневих ракета-носій для запуску ШСЗ «Політ-1» й «Політ-2»;
• 11А511 «Союз» — триступінчаті ракети-носії для запуску пілотованих космічних кораблів та автоматичних космічних апаратів на низькі навколоземні орбіти.

Станом на 2011 рік було вироблено 1760 ракет всіх модифікацій ракет-носіїв, створених на базі міжконтинентальної балістичної ракети Р-7.

Після успішних запусків ракет-носіїв «Восток» й «Восход» у 1958–1963 роках, С. П. Корольов приступив до розробки принципова нового напрямку в пілотованій космонавтиці.

Розглядалися не тільки прості польоти, максимум з пасивним зближенням кораблів за рахунок початкової балістичної побудови, а й групові польоти, активне зближення, стикування, перехід космонавтів із корабля в корабель. Для здійснення тривалих польотів передбачалося забезпечення більш-менш комфортабельних умов для космонавта, для чого до складу корабля нового покоління вводився побутовий відсік.

Задумувався й обліт Місяця екіпажем із двох чоловік, для чого на навколоземній орбіті мав збиратися комплекс у складі пілотованого корабля «Союз-7К» і ракетного розгінного блоку «Союз-9К», який, у свою чергу, заправлявся паливом на орбіті танкером-заправником «Союз-11К». Корабель «Союз-7К», ракетний блок «Союз-9К» і танкер-заправник «Союз-11К» передбачалося використовувати для виведення на орбіту ракетою-носієм середнього класу. Однак енергооснащеності найбільш потужної, на той момент, РН 11А57 («Восход»), станом на 1963 було недостатньо для реалізації передбачуваної місії, крім того, дуже гостро стояло питання про оснащення пілотованого космічного корабля «Союз-7К» активною системою аварійного порятунку (САС), здатної у разі нештатної ситуації, що загрожує життю екіпажу, на всіх ділянках польоту ракети-носія, надійно виконати дії з порятунку космонавтів.

Також в 1962–1963 роках в Куйбишевському Філіалі № 3 велися роботи по створенню автоматичних космічних апаратів типу «Зеніт-4МТ» для введення топографічної зйомки в інтересах МО СРСР, які також вимагали підвищення енергетики базової ракети-носія.

Таким чином, виникла необхідність розробки нової модифікації ракети-носія. Ця модифікація отримала індекс 11А511 та найменування «Союз», вона використовувалася для запуску пілотованих космічних кораблів типу «Союз», а в подальшому і для вантажних транспортних кораблів типу «Прогрес».

Триступеневу РН середнього класу 11А511 «Союз» було розроблено КФЦ КБЕМ в 1966 році відповідно до постанови ЦК КПРС і Ради Міністрів СРСР № 1184-435 від 3 грудня 1963 і призначалася для виведення на навколоземну орбіту комплексів «Союз-7К», «Союз-9К» й «Союз-11К» в основному розвідувальних космічних апаратів серії «Космос», розроблених також Куйбишевською Філією.

Ракета-носій 11А511 «Союз» створювалася на базі РН 11А57 «Восход». Основним змінам піддався блок 3-го ступеня, який був модернізований з метою подальшого підвищення енергетичних характеристик ракети-носія.

Розробка даної модифікації почалася в середині 1963. До того часу ОКБ-1 розробляло пілотований комплекс «Союз» 7К-9К-11К для обльоту Місяця. Відповідно до початкових вихідних даних (кінець 1962 року — початок 1963 року), маса корабля «Союз» на орбіті повинна була скласти 5,8 тон.

Його запуск передбачався за допомогою уніфікованого носія 11А57 «Восход» на базі ракети Р-7А. Проте до середини 1963 в ході розробки проектна маса корабля перевищила 6 тон, а маса головного обтікача з двигунами САС наблизилася до 2 тонн, стало зрозуміло, що РН 11А57 не зможе вивести його на розрахункову орбіту. Почався пошук шляхів модернізації цієї РН з метою збільшення вантажопідйомності.

Модернізація ступенів проводилася Куйбишевською філією № 3 ОКБ-1, а головного блоку — спільно ОКБ-1 та Філією № 3. Зовні ступені: практично не змінилися, але були істотно модернізовані:

• полегшена бортова кабельна мережа систем управління та телеметрії;
• телеметрична система на бічному й центральному блоках замінена новою системою, встановленою на блоці «А»;
• знижено нахил орбіти космічного корабля до площини екватора з 64,8° до 51,5°;
• підвищена міцність деяких силових елементів першого ступеня, так як при новій циклограмі їх відділення передбачалось при підвищеному швидкісному напорі;
• через розкид параметрів, двигуни 8Д727 (РД-108) для блоку «А» підбиралися індивідуально (питома тяга — не менше 252 секунд на рівні моря);
• зменшена довжина блоку «І», оптимізована його кабельна мережа;
• модернізована система керування третього ступеня.

Загальна довжина ракети-носія складає не більше ніж 50,67 м і залежить від типу космічного корабля, що запускається. Максимальний поперечний розмір ракети-носія вимірюється по кінцевим повітряним рулям і становить 10 м і 30 см. Стартова маса не більше 308 тон, а загальна маса палива не більше, ніж 274 тони. Суха маса ракети-носія з транспортними патронами і корисним навантаженням не більше, ніж 34 тони і залежить від типу космічного корабля, що запускається.

Рухові установки РН «Союз» дозволяють розвивати сумарну тягу 413 тс на рівні моря і більш, ніж 505 тс у вакуумі.

Триступенева ракета-носій «Союз» складається з:

• Першого ступеня, який складається з чотирьох стартових прискорювачів — блоків «Б», «В», «Г» і «Д»;
• Другий ступінь, який складається з центрального блоку «А»;
• Третій ступінь — блок «І»;
• адаптера корисного вантажу, головного обтікача і системи аварійного порятунку екіпажу.

Ракета-носій 11А511 «Союз» дозволяє виводити на низьку навколоземну орбіту корисне навантаження масою до 7,1 тонн. Як рухова установка ракети-носія «Союз» були використані допрацьовані двигуни двоступеневої МБР Р-7А і триступеневої ракети-носія середнього класу «Восход».

Перший ступінь складається з чотирьох конусоподібних бічних блоків — прискорювачів «Б», «В», «Г» і «Д» з автономними двигунами на шкірному прискорювачі. Всі бічні блоки були розміщені вздовж центрального блоку «А» у взаємно перпендикулярних площинах стабілізації.

Бічні блоки при польоті ракети-носія впираються своїми передніми опорами в спеціальні кронштейни центрального блоку, що були розміщені на силовому шпангоуті бака окислювача. Спеціальна конструкція кронштейнів забезпечувала сприйняття тільки поздовжніх навантажень, з бічних блоків, і не перешкоджала вільному відділенню передніх опор бічних блоків при зникненні поздовжньої сили при виключенні двигунів бічних прискорювачів.

Відділення прискорювачів відбувалося приблизно на 118 секунді після старту.

Конструктивно-компонувальна схема бокового блоку ракети-носія «Союз» була типова для всіх ракет-носіїв із сімейства Р-7 і складається з наступних частин:

• Силового конуса;
• Бака з окислювачем — несучої конструкції конічної форми у верхній частині бічного блоку. У баку була передбачена спеціальна система розкриття, що спрацьовувала при відділенні прискорювача. Система розкриття дозволяла розгерметизувати конструкцію бака й перенаправити вихідні гази через спеціальне сопло в зовнішнє середовище, створюючи при цьому, силу, що відводить бічний блок при поділі ступенів.
• Міжбакового відсіку — конструкції в центральній частині прискорювача, виконаної у вигляді конічної оболонки. У відсіку розміщувалися прилади та елементи автоматики, що забезпечують управління боковим блоком в період спільного функціювання в складі ракети-носія. Для забезпечення доступу до приладів в обшивці були передбачені спеціальні герметичні люки;
• Бака з пальним — несучої конструкції конічної форми в центральній частині прискорювача, що кріпилася до заднього торцевому шпангоуту міжбакового відсіку. Всередині бака проходила тунельна труба, в якій прокладений трубопровід окислювача;
• Відсіку баків перекису водню і рідкого азоту — тороїдальної конструкції в нижній частині прискорювача, що служила перехідною ланкою між хвостовим відсіком й паливними баками;
• Хвостового відсіку — конструкції в нижній частині прискорювача спеціальної циліндричної форми. У хвостовому відсіку розміщувався маршовий двигун й одне аеродинамічне кермо з електричним приводом. Задня частина зовнішньої поверхні відділення мала відбиваючий екран, який захищає донну частину ракети від дії теплових потоків факела.

Суха маса конструкції бокового блоку має не більше, ніж 3,75 т. У бічні блоки перед стартом заправляли в цілому не більше, ніж 155–160 тонн палива.

Як маршова рушійна установка (ДУ) першого ступенів використовувалися чотири чотирикамерні рідинні ракетні двигуни відкритого циклу РД-107 (Індекс 8Д728), розробки Валентином Петровичем Глушка в НВО «Енергомаш». Двигуни були закріплені на передньому торцевому шпангоуті хвостового відсіку.

Кожний двигун РД-107 мав чотири основні нерухомі й дві поворотні кермові камери згоряння, закріплених в шарнірних підвісах. Тиск в основних камерах згоряння становить 58 кг/см², в рульових камерах згоряння — 54кгс/см². Маса сухого двигуна РД-107 становила 1155 кг. Повна маса — 1300 кг.

Подача палива в рухові установки здійснювалася за допомогою турбонасосного агрегату (ТНА), турбіна ТНА розкручувалася парогазом, отриманим в газогенераторі при каталітичному розкладанні концентрованого 82% перекису водню. Керування вектором тяги, замість використання газових рулів, здійснювалося за рахунок повороту малих рулів камер згоряння. Дана схема роботи дозволила знизити втрати тяги при зміні її вектора.

Другий ступінь включав масу конструкцій центрального блоку «А» з корисним навантаженням і паливом, що залишається в баках блоку після закінчення роботи першого ступеня. Відділення іншого ступеня відбувалося приблизно на 278 секунді після старту.

Конструктивно-компонувальна схема бокового блоку ракети-носія «Союз» була схожа з центральним блоком іншого ступеня РН «Восход» і складалася з наступних частин:

• Приладового відсіку.
• Бака з окислювачем — конструкції в двох оболонок у формі зрізаних конусів, повернених великими основами один до одного. Довжина відсіку стають не більше ніж 9,5 м, а діаметр, у Середньому, стає 2 м.
• Міжбакового відсіку довжина 1 м і діаметром не більше ніж 2 м.
• Бака з пальним — конструкції циліндричної форми з торосферичними днищами в центральній частині інший щабель, що кріпилася до переднього торцевого шпангоуту бака з Окислювач. Довжина відсіку стають не більше ніж 7,9 м, а діаметр не більше ніж 2 м. Усередині бака було прокладено магістраль окислювача.
• Відсіку бака з рідкім азотом у вигляді тороїдального підвісної бака, що кріпився до відсіку з перекисом водний. У внутрішній порожнині бака проходили трубопроводи смальни і Окислювач.
• Відсіку бака перекису водним — конструкції в Нижній частині прискорювача, що служила перехідною Ланка між хвостовим відсіком і баком з рідкім азотом. Довжина бака становила 1,8 м і являв собою несучі кільцевої циліндричний бак з днищами у вигляді бочок.
• Хвостового відсіку — конструкції в нижній частині прискорювача спеціальної циліндричної форми. хвостових відсік мав довжину 2,75 м й діаметр 2 м. У хвостовому відсіку розміщувався Маршова двигун з чотирма обтікачами, розташованими на зовнішній оболонці в площині стабілізації.

Суха маса конструкції бокового блоку «А» стають не більше ніж 6 т. В центральний блок перед стартом заправляли в цілому не більше ніж 90-95 тон палива.

На іншому ступені ракети-носія як маршовий двигун використовувався рідинний двигун РД-108 (Індекс 8Д721), також розробки НВО «Енергомаш».

Двигун РД-108 був закріплений на передньому торцевому шпангоуті хвостового відсіку за допомогою трубчастої рами. Двигун складався з чотирьох нерухомих камер згоряння і чотирьох поворотних камер, відхилюваних на ± 35° і служачих виконавчими органами системи керування. Рухові установки спільно з іншими органами керування ракетою, забезпечували необхідне положення ракети в просторі на активній ділянці траєкторії і самостійно керованою ракетою на другій ділянці. Двигун являв собою РРД відкритого циклу із спільним ТНА, системою газогенерації й автоматики системи наддуву. Схема подачі палива була аналогічна двигунам РД-107 бічних прискорювачів.

Тиск в основних камерах згоряння досягає 58 кг/см², в рульових камерах згоряння — 54 кгс/см². Тиск на виході з сопла в двигуні РД-108 стає 0,23 кг/см². Маса сухого двигуна становить 1195 кг.

Як третій ступінь використовувався модернізованій блок «І» від ракети-носія 11А57 «Восход».

Конструктивно-компонувальна схема блоку «І» ракети-носія «Союз» складалася з:

• скидаємого перехідного відсіку — особливої конструкції для кріплення блоку корисного навантаження з головним обтікачем на верхній частині блоку «І» третього ступеня;
• бака з пальним — сферичної конструкції у верхній частині блоку;
• відсіку систем управління і вимірювання;
• баку з окислювачем — сферичної конструкції в нижній частині блоку;
• хвостового відсіку — відсіку для розміщення рухових установок блоку третього ступеня ракети-носія.

Загальна довжина блоку «І» третього ступеня стала не більше 6,745 м, а діаметр — не більше 2,66 м. Загальна маса становила трохи більше 25 тон.

Як двигун на блоці третього ступеня використовувався високонадійний рідинний ракетний двигун відкритого циклу РД-0110 (Індекс 11Д55), розроблений Семеном Арієвичем Косбергом в ОКБ-154.

Двигун РД-0110 з турбонасосною подачею палива, мав чотири основні нерухомі й чотири поворотні кермові камери згоряння, закріплених в шарнірних підвісах. Тиск в основних камерах згоряння досягає 69,5 кгс/см².

Загальна довжина двигуна не перевищувала 2,2 м, а маса — 408 кг. Максимальний час роботи двигуна був обмежений відміткою в 250 секунд.

Як компоненти палива у всіх ступенях ракети-носія використовувався реактивний гас Т-1. Як окислювач використаний — рідкий кисень (LOX), дуже пожежонебезпечний і навіть вибухонебезпечний тип окислювача, хоча й не токсичний.

Також для забезпечення роботи допоміжних систем ракета заправляється невеликою кількістю перекису водню і рідкого азоту.

Найсерйознішою відзнакою РН «Союз» від попередніх носіїв типу Р-7, призначених для пілотованих польотів, стала розроблена в ОКБ-1 система аварійного порятунку (САС — система аварийного спасения) нового типу. САС «Взвод» вмикалася за 15 хвилин до старту ракети-носія і забезпечувала порятунок екіпажу в разі аварії ракети як на стартовому Майданчик, так і на будь-якій ділянці польоту.

РН «Союз» проектувалася для виведення на навколоземну орбіту космічних кораблів однойменної програми «Союз». Корабель «Союз» складався з трьох відсіків — орбітального, приладово-агрегатного і спускного апарату. Спускний апарат із космонавтами знаходився в середині зв'язки, а силовий елемент (шпангоут, до якого можна прикладати зусилля) — у самому низу. Тому для відведення спускного апарату з ракети, доводилось відводити весь корабель повністю, разом з головним обтікачем (ГО).

Розташування маршових установок САС по тягнучій схемі — зверху на штанзі, а не в нижній частині, під космічнім кораблем, диктувалося міркуваннями економії ваги, оскільки відразу після набору ракетою-носієм достатньої висоти, штанга разом з двигуном відстрілювалась від ГО.

На стулках головного обтікача РН «Союз» були встановлені твердопаливні ракетні двигуни (РДТТ) поділу, що відводили відокремлюваний головний блок з екіпажем на ділянці між відокремленням рухової установки САС і скиданням головного обтікача. На вершині модуля був розташований невеликий двигун для відведення убік головного обтікача після спрацьовування основного твердопаливного двигуна відокремлення.

Твердопаливна рухова установка САС являла собою два багатосоплових блоки твердопаливних двигунів (для поділу і відведення відокремлюваного головного блоку) i чотири невеликих керуючих РДТТ.

Корабель з'єднувався з головним обтікачем трьома опорами, які оточували спускний апарат і «впиралися» в нижній шпангоут побутового відсіку. На цьому шпангоуті спускний апарат ніби «висів».

Зусилля від ДУ САС на спусковий апарат (СА) передавалися через два силові пояси (верхній та нижній) і спеціальний ложемент, в який був встановлений спускний апарат. Також існувало додаткове кріплення у верхній частині головного блоку, яке фіксувало орбітальний відсік.

У 1965 в ході розробки САС з'ясувалося, що, при аварії, скинути ГО повністю неможливо без сильного удару по приладо-агрегатному відсіку. Для усунення даної проблеми було вирішено розділити обтікач на дві частини поперечним стиком, щоб при спрацьовуванні ДУ САС, від ГО відокремлювалася тільки його верхня частина. При цьому нижня частина ГО разом з приладно-агрегатним відсіком космічного корабля залишалася з ракетою.

Для збереження стійкості в польоті на ГО стали встановлювати чотири ґратчасті стабілізатори. Така конструктивно-компонувальна схема відокремлюваного головного блоку САС стала базовою для всіх модифікацій ракет серії «Союз» і КК «Союз» в майбутньому.

Параметри

Залежно від моменту аварії, порятунок екіпажу був передбачений по одному з чотирьох програм:

1. Програма застосовувалася від моменту включення САС в черговий режим на стартовій позиції (за 10-15 хв. до старту ракети) до моменту скидання головного обтікача, разом з яким (або дещо раніше) скидався твердопаливна рухова установка. За цією програмою в момент виникнення аварії включалася сигналізація на пульті космонавтів, аварійно вимикалися рухові установки ракети-носія (тільки при аваріях після 20 с. польоту), космічний корабель поділявся по стику між спусковим апаратом й приладно-агрегатним відсіком, фіксувалися силові зв'язки, що утримують спускний апарат і орбітальний відсік всередині головного обтікача.

Далі поділявся поперечний стик в середній частині ГО і розкривалися гратчасті стабілізатори. Одночасно з розкриття стабілізаторів мав би запускатися основний твердопаливний двигун. У процесі роботи основного двигуна включалися кермові двигуни відведення, що формують траєкторію відведення відокремлюваного головного блоку. ОГБ мав піднятися на висоту не менше, ніж 850 метрів й бути від місця старту в сторону не менше, ніж на 110 метрів.

У районі вершини траєкторії відведення відбувається відділення апарату, що спускається від орбітального відсіку і включається твердопаливний двигун поділу, що забезпечує відведення головного обтікача разом з орбітальнім відсіком на безпечну відстань від СА.

Після відділення апарату, що спускається, включається система управління спуском, яка мала б демпфірувати кутові обертання СА, отримані при поділі.

Потім по команді програмно-часового пристрою (при аварії на малих висотах) або по команді барометричного датчика (при аварії на великих висотах) починалося Введення парашутної системи. При аварії в перші 26 секунд польоту передбачалася посадка СА на запасному парашуті, а після 26 секунди польоту — на основному. У процесі спуску на парашуті бортові системи СА готувалися до посадки. При спрацьовуванні РДТТ екіпаж відчував перевантаження до 10g. Тяга РДТТ становила 76 тс, а час роботи — менше 2 секунд.

2. Програма призначалася для порятунку екіпажу до 157-ї секунди. В рамках даної програми ракета-носій забезпечувала відділення головного блоку САС, який являв собою своєрідний літальний апарат, що складається з:

• відвідної частини космічного корабля (спускний апарат і побутовий відсік);
• головного обтікача;
• рухової установки.

3. Програма спрацьовувала при аварії між 161 і 522 секундами польоту. За цією програмою в момент аварії включалася сигналізація на пульті космонавтів, аварійно вимикалися рухові установки ракети-носія і Бортові системи СА переводилися в аварійний режим роботи.

Після закінчення певної часової затримки відокремлювався орбітальній відсік, а потім поділявся СА й Приладно-агрегатний відсік. Після поділу, система управління спуском розгортала спусковий апарат в площині тангажу при вході в атмосферу забезпечувала таким чином, його спуск в режимі «максимальної аеродинамічної якості». При подальшому зниженні СА, система приземлення працювала по штатній програмі;

4. При аварії після 522 секунди і до виходу на орбіту здійснювався поділ відсіків космічного корабля за штатною схемою, але спуск винен був проходити по балістичній траєкторії, при цьому перевантаження могли перевищувати 10g.

На базі ракети-носія 11А511 «Союз» було розроблено дві модифікації: «Союз-Л» та «Союз-М», а відповідно РН стала основою для ракети-носія «Союз-У».

Т2К в польоті

Для здійснення відпрацювання місячної кабіни (об'єкт «Т2К») Ракетно-космічного комплексу Н1-ЛЗ на базі ракети-носія 11А511 «Союз» було розроблено її модифікацію — РН «Союз-Л». Дана модифікація відрізнялася незвичайною надкаліберною формою головного обтікача.

У 1970–1971 роках з космодрому Байконур було здійснено 3 пуски ракети-носія 11А511Л з космічними апаратами «Космос-379», «Космос-398» й «Космос-434».

Для Виведення на орбіту військово-дослідного корабля Союз «7К-ВІ», над розробкою якого в середині 1960-х років трудилися колективи Куйбишевської філії ЦКБЕМ і заводу «Прогрес», на базі ракети-носія 11А511 було розроблено модифікацію 11А511М «Союз-М».

Після Закриття програм по військових модифікацій корабля «Союз», виготовлені на тій момент ракети-носії були переобладнані під можливість запуску розвідувальних супутників типом Зеніт-4МТ «Оріон» (індекс — 11Ф629), розробки все того ж «ЦСКБ-Прогрес».

У 1971–1976 роках з космодрому Плесецьк з допомогою «11А511М» були успішно запущені вісім космічних апаратів спеціального призначення типу Зеніт-4М «Оріон». Всі запуски ракети-носія «Союз-М» здійснювалися з космодрому Плесецьк, зі стартових майданчиків № 41/1 та № 43/4.

У 1970–1973 роках було розроблено модифікацію «Союз-У» (індекс — 11А511), яка призначалася для виведення на навколоземну орбіту пілотованих і вантажних космічних кораблів типу «Союз», безпілотних транспортних кораблів типу «Прогрес», космічних апаратів Серії «Космос», «Ресурс-Ф», «Фотон», «Біон», а також ряду зарубіжних космічних апаратів. Основною відмінністю ракети-носія «Союз-У» від базової було застосування двигунів першого й іншого ступенів з підвищеними енергетичними характеристиками.

Станом на 18 травня 2012 року було здійснено 771 пуск ракети-носія даної модифікації.

Ракета-носій «Союз-2» — сімейство триступінчатих ракет-носіїв середнього класу, розроблення в «ЦСКБ-Прогрес» на Основі ракети-носія «Союз-У» шляхом глибокої модернізації. Маса корисного навантаження, що виводиться на низьку орбіту Землі — від 2800 кг до 9200 кг залежних від модифікації і точки запуску. Проектна назва — «Русь».

Ракети-носії «Союз-СТ» — сімейство триступінчатих ракет-носіїв середнього класу, створене на базі РН «Союз-2» для забезпечення комерційних запусків з космодрому Куру. Основні відмінності ракети від базового варіанту — доопрацювання системи управління під прийом телекоманд з землі на припинення польоту і доробку телеметрії під європейські наземні станції прийому телеметричної інформації.

Ракета-носій «Союз-СТ-А», створена на базі ракети-носія «Союз 2-1а», здатна виводити на геоперехідну орбіту (ГПО) Космічні апарати масою до 2810 кг, а на сонячно-синхронну орбіту (ССО) Висота 820 км — апарати масою до 4230 кг. «Союз-СТ-Б» на базі ракети «Союз 2-1б», здатна виводити на ГПО до 3250 кг, а на ССО — до 4900 кг.

Всі запуски ракети-носія «Союз» здійснювалися із космодрому Байконур, зі стартових майданчиків № 1 і № 31. А з 1970 року тільки зі стартового майданчика № 1.

Після вдалого запуску РН «Союз» 28 листопада 1966 з апаратом «Союз 7К-ОК» Серії № 2 наступний випробувальний запуск був запланований на 14 грудня 1966. Як корисне навантаження було вирішено використовувати «Союз 7К-ОК» Серії № 1. Оскільки даний апарат не мав пари, перевірити режим автоматичного стикування було неможливо, однак можна було перевірити роботу бортових систем корабля.

При підготовці пуску на одному з бічних блоків не спрацював пірозапал. Автоматика дала «відбій» і ракета залишилася на старті. Почалися роботи по зливу палива, персонал покинувши бункер й знаходився біля підніжжя ракети. Через 27 хвилин після скасування пуску раптово спрацювала система аварійного порятунку корабля. Як з'ясувалося ця система залишаюсь ввімкненою, з часом, через гіроскопічні датчики зафіксувала кутове відхилення космічного корабля, що з'явилося через обертання Землі, й видала аварійний сигнал на спусковий апарат й побутовий відсік, які за допомогою твердопаливних двигунів були підняті на висоту близько кілометра, де відбулося відділення спускного апарату, і його подальший спуск на парашуті.

У приладово-агрегатному відсіку, що залишився на РН, загорівся теплоносій, що виливався із трубопроводів, на яких були відсутні зворотні клапани. Через двадцять сім хвилин після відділення САС, один за одним відбулося кілька вибухів, але цих хвилин виявилося достатньо, щоб основна маса людей встигла покинути небезпечний зону. Майор Коростіль із випробувального управління вирішив не покидати комплекс, а сховатися за стіну огорожі й загинув, задихнувшись у диму. Наступного дня після пожежі померли ще два солдата.

Після катастрофи було вирішено здійснити додаткові випробувальні запуски, а пілотовані польоти тимчасово призупинити. Для нового пуску почали готувати «Союз 7К-ОК» № 3, старт якого був призначений на 15 січня 1967. Запуск пілотованих «Союзів» № 4 та № 5 запланували на березень 1967 року.

Старт корабля «7К-ОК» № 3 («Космос-140») з манекеном на борту відбувся 7 лютого 1967. Пуск був вдалим, хоча й через відмову в системі орієнтації, корабель витратив занадто багато палива, через що не зміг виконати всі поставлені завдання і змушений був здійснити посадку в незапланованому районі — в Аральському морі, де й затонув.

5 квітня 1975, 11:04 ранку, космодром Байконур, Стартовий комплекс № 1. Пуск ракети-носія «Союз 11А511», яка повинна була вивести на навколоземну орбіту космічний корабель «Союз-18а».

На борту космічного корабля перебував екіпаж у складі:

• Василь Григорович Лазарєв, Командир корабля (2-й політ у космос);
• Олег Григорович Макаров, Бортінженер (2-й політ у космос).

При виведенні корабля на орбіту, в роботі бортових систем третього ступеня ракети-носія відбувся збій, і автоматика прийняла рішення на аварійне відділення корабля від носія. Поділ стався на висоті близько 150 кілометрів над поверхнею Землі.

Спуск космічного корабля на Землю відбувався по балістичній траєкторії з великими перевантаженнями, що досягали 15g. Спускний апарат корабля здійснив посадку на південний захід від міста Горно-Алтайськ на схилі гори. Після торкання земної поверхні спускний апарат покотився вниз по схилу і зупинився тільки зачепившись за дерево, що росло на краю прірви.

Тільки дивом космонавти не здійснили відстріл парашута, що й врятувало їх від загибелі. Із спускного апарату космонавти були евакуйовані за допомогою гелікоптера. Тривалість польоту космонавтів склала 21 хвилину 27 секунд.

Ракета-носій «Союз» стала першою радянською ракетою, старт якої був показаний по телебаченню. Це було при пуску космічного корабля «Союз-3», пілотованого Г. Т. Береговим, 26 жовтня 1968 року.

1 жовтня 2001 на честь ювілею польоту Юрія Гагаріна в космос і ракети «Р-7», що випускається в Самарі з 1958, в Самарі був встановлений монумент ракета-носій «Союз» музею «Самара космічна» імені Д. І. Козлова.