| RN 11A511 Soyuz | |
|---|---|
| | |
| Generel information | |
| Land | USSR |
| Familie | R-7 |
| Indeks | 11A511 |
| Formål | booster |
| Udvikler | OKB-1 , TsSKB-Progress |
| Fabrikant | TsSKB-Progress |
| Hovedkarakteristika | |
| Antal trin | 3 |
| Længde (med MS) | 49.012 m [1] (50.67 m [2] ) [komm. en] |
| Diameter | 10.303 m [3] |
| Tørvægt | 33.750 t (med nyttelast) [3] |
| startvægt | 307.650 t [1] |
| Type brændstof | T1 + LOX |
| Brændstofvægt | 273.900 t |
| Nyttelast | 7K-OK , 7K-T , 7K-TA |
| Nyttelast masse | |
| • hos LEO | ~ 7.100 t |
| Kontrolsystem | kombineret, analog |
| Starthistorik | |
| Stat | operation afsluttet |
| Startsteder | Baikonur , steder nr. 1 , nr. 31 |
| Antal lanceringer | 32 [4] (31 [5] [komm. 2] ) |
| • vellykket | 30 [4] [5] |
| • mislykkedes | 2 [4] (1 [5] ) |
| Første start | 28. november 1966 |
| Sidste løbetur | 14. oktober 1976 |
| Muligheder | Soyuz-L , Soyuz-M , Soyuz-U |
| Den første fase - sideblokke "B", "C", "G", "D" | |
| Længde | 19.825 m |
| Diameter | 2.680-3.820 m (maks.) |
| Tørvægt | fire? 3.750 t |
| startvægt | fire? 43.325 t |
| Marcherende motorer | 4 × 8D728 ( RD-107 ) |
| fremstød | 83,5 tf (på jorden ) (101,5 tf (i vakuum )) |
| Specifik impuls | 252 / 313 s |
| Arbejdstimer | 140 s |
| Brændstof | T1 + LOX |
| Brændstof | T1 |
| Oxidationsmiddel | RØGET LAKS |
| Det andet trin er den centrale blok "A" | |
| Længde | 28.465 m |
| Diameter | 2.950 m |
| Tørvægt | 6 t |
| startvægt | 100.240 t |
| sustainer motor | 8D727 ( RD-108 ) |
| fremstød | 79,3 tf (på jorden ) (99,3 tf (i vakuum )) |
| Specifik impuls | 252 / 315 s |
| Arbejdstimer | 320 sek |
| Brændstof | T1 + LOX |
| Brændstof | T1 |
| Oxidationsmiddel | RØGET LAKS |
| Den tredje fase - blok "I" | |
| Længde | 6.745 m |
| Diameter | 2.660 m |
| Tørvægt | 2.710 t |
| startvægt | 25.450 t |
| sustainer motor | 11D55 ( RD-0110 ) |
| fremstød | (30,38 tf (i vakuum )) |
| Specifik impuls | 326 s |
| Arbejdstimer | 240 sek |
| Brændstof | T1 + LOX |
| Brændstof | T1 |
| Oxidationsmiddel | RØGET LAKS |
| Fjerde trin - hovedenhed med fjernbetjening SAS | |
| Længde | 12.913 m |
| Diameter | 3.000 m |
| startvægt | 8.510 t |
| sustainer motor | turbofan |
| Arbejdstimer | 161 sek |
| Mediefiler på Wikimedia Commons | |
"Soyuz" (indeks URV Strategic Missile Forces [comm. 3] - 11A511 ) er et sovjetisk tre -trins løfteraket (RN) af middelklassen fra R-7- familien , designet til at opsende bemandede rumfartøjer af typen Soyuz ind i en cirkulær bane om Jorden med en konstant hældning af kredsløbet og automatiske rumfartøjer i Kosmos -serien.
Den blev udviklet og fremstillet i Kuibyshev - gren nr. 3 af OKB-1 (nu TsSKB-Progress ) under ledelse af Dmitry Ilyich Kozlov og Sergey Pavlovich Korolev baseret på R-7A og Voskhod løfteraketter .
Med Soyuz løfteraket blev alle Soyuz 7K-OK , de første 11 Soyuz 7K-T rumfartøjer, samt den første Soyuz 7K-TA (til Salyut-3 orbital station ) opsendt. I alt 32 opsendelser blev foretaget fra 1966 til 1976, hvoraf 30 var succesfulde .
På basis af løfteraketten blev tre modifikationer udviklet: " Soyuz-L " - til test af månekabinen af N1-LZ raket- og rumkomplekset ; " Soyuz-M " - til opsendelse af specielle rekognosceringssatellitter af typen Zenit-4MT i kredsløb nær Jorden ; og efterfølgende " Soyuz-U " - til opsendelse af rumfartøjer såsom " Soyuz " og " Progress ", såvel som mange rumfartøjer i serien: " Cosmos ", " Resource-F ", " Photon ", " Bion " ind i kredsløb omkring jorden og en række fremmede enheder. Efterfølgende blev der skabt nyere modifikationer, samt en familie af Soyuz-2 raketter , som stadig er meget brugt i dag (2020) .
Den 1. oktober 2001, til ære for årsdagen for Yuri Gagarins flyvning ud i rummet og R-7- raketten, som er blevet produceret i Samara siden 1958, navngivet et monument til Soyuz løfteraket fra museet "Cosmic Samara" efter at D. I. Kozlov blev opført i Samara .
Historien om oprettelsen af Soyuz løfteraket begynder den 20. maj 1954 , da CPSU's centralkomité og USSR's ministerråd vedtog dekret nr . -1 under ledelse af Sergei Pavlovich Korolev , opgaven var officielt sat til at skabe et ballistisk missil , der er i stand til at bære en termonuklear ladning , og med en flyverækkevidde på op til 10 tusinde kilometer [6] .
Det teoretiske grundlag for skabelsen af raketmotorer og kraftværker til raketsystemer blev dannet ved NII-1 af NKAP i USSR under ledelse af Mstislav Vsevolodovich Keldysh [6] .
Det direkte design af R-7 raketten begyndte ved OKB-1 i 1953 under ledelse af Sergei Pavlovich Korolev, Dmitry Ilyich Kozlov blev udnævnt til hoveddesigner for R-7, og Sergey Sergeevich Kryukov stod i spidsen for OKB-1 designafdelingen for R-7 7 . Nye kraftfulde motorer til R-7 blev udviklet parallelt på OKB-456 , under ledelse af Valentin Petrovich Glushko [6] [7] .
Missilkontrolsystemet blev designet ved NII-885 (nu - FSUE "NPTSAP" ) under ledelse af Nikolai Alekseevich Pilyugin , og produktionen blev overdraget til Kharkov-fabrikken " Kommunar " [8] .
På Institute of Control Problems of the Academy of Sciences of the USSR, under ledelse af Boris Nikolaevich Petrov , blev et tanktømningssystem og et system til synkronisering af raketbrændstofforbrug udviklet . Udviklingen af radiokontrolsystemet blev udført ved NII-885 under ledelse af Mikhail Sergeevich Ryazansky [9] .
Ved NII-944 (nu FSUE "NPTSAP"), under ledelse af Viktor Ivanovich Kuznetsov , blev gyroskopiske instrumenter til kontrolsystemet designet, systemer til automatisk raketdetonation blev designet af Boris Evseevich Chertok ved OKB-1 og et telemetrisk målesystem blev designet af Alexei Fedorovich Bogomolov på OKB MPEI [9] .
Samtidig med starten af udviklingen af en ny ICBM blev der oprettet en kommission ledet af generalløjtnant Vasily Ivanovich Voznyuk , som overvejede spørgsmålet om at bygge et særligt teststed. [6] Lanceringskomplekset blev udviklet på det statslige designbureau "Spetsmash" under ledelse af Vladimir Pavlovich Barmin [9] .
I februar 1955, for at teste ydeevneegenskaberne for en lovende ICBM under kommando af general Georgy Maksimovich Shubnikov , blev der oprettet et nyt forskningsteststed nr. 5 fra USSR's forsvarsministerium ( NIIP-5 ), som senere blev til Baikonur Cosmodrome . Byggested - Kasakhstan , jernbanestation Tyura-Tam , Kzyl-Orda-regionen [6] [7] .
Det foreløbige design af R-7 var klar ved OKB-1 den 24. juli 1954. Ifølge projektet skulle en ICBM med en affyringsvægt på 280 tons, et stød nær jorden på 404 tons og en længde på 34,2 m levere et sprænghoved på 5,4 tons til en afstand på 8240 km [10] . Flyvetest af R-7 begyndte den 15. maj 1957 .
Den første lancering var mislykket. Raket 8K71 nr. M1-5 i måleversionen fløj omkring 400 km og kollapsede som følge af en brand. Kun den fjerde opsendelse lykkedes, som fandt sted den 21. august 1957 [11] .
Allerede før R-7 ICBM'erne blev taget i brug i 1959, blev det besluttet at bygge Angara-anlægget nær landsbyen Plesetsk , Arkhangelsk-regionen (nu Plesetsk Cosmodrome ) specifikt til at sætte ballistiske missiler af denne type i kamptjeneste [12] .
I samme 1959 blev der oprettet en ny type tropper i USSR - Strategic Missile Forces (RVSN), som begyndte at modtage interkontinentale ballistiske missiler R-7. Ved dekret fra CPSU's centralkomité og USSR's ministerråd nr. 192-20 af 20. januar 1960 blev R-7 ICBM taget i brug. Der blev foretaget i alt 30 opsendelser af R-7 missiler, hvoraf 20 var vellykkede [13] .
Sammen med ibrugtagningen af R-7-missilerne stod industrien over for en vanskelig opgave: at levere den nødvendige ammunition til de nyoprettede missilstyrker og testpladserne under opførelse. Forsøgsanlægget OKB-1 havde ikke tilstrækkelig produktionskapacitet til serieproduktion af R-7 missiler [12] .
Derfor blev der den 2. januar 1958 vedtaget en resolution fra CPSU's centralkomité og USSR's ministerråd nr. 2-1ss / OV [14] , hvori Kuibyshev State Aviation Plant nr. 1 opkaldt efter Osoaviakhim (GAZ nr. 1, Progress Plant) fra Ministeriet for Luftfartsindustri blev foreskrevet at stoppe produktionen af Tu-16- fly , rekonstruere produktionen og mestre produktionen af R-7 ICBM'er, indeks 8K71 , med frigivelsen af tre flyprodukter i fjerde kvartal 1958 [12] [15] [16] .
I Kuibyshev , for at mestre produktionen, sender Korolev et team af ingeniører ledet af Dmitry Ilyich Kozlov [12] . Deadlines, hvor denne opgave skulle udføres, var ekstremt stramme, men fabriksteamet, ledet af fabriksdirektør Viktor Yakovlevich Litvinov og hoveddesigner Dmitry Ilyich Kozlov, klarede opgaven [12] .
Udviklingen af raketten på anlæg nr. 1 lykkedes, og allerede i slutningen af 1958 blev de første tre raketter fremstillet og overdraget til kunderne, og den 17. februar 1959 blev den første serielle R-7 raket med succes opsendt fra kl. Baikonur-teststedet [12] [16] .
Til direkte designstøtte og modernisering af missiler fremstillet af fabrikken, på anlæg nr. 1's territorium, oprettede S. P. Korolev efter ordre fra OKB-1 nr. 74 dateret 25. juli 1959 en speciel designafdeling nr. 25 OKB- 1, som i overensstemmelse med dekretets centralkomité for SUKP og Ministerrådet for USSR nr. 715-296 dateret 23. juni 1960 [17] , omdannet til afdeling nr. 3 med en udstationering i byen Kuibyshev . Efterfølgende, i 1974, blev designbureauet omdøbt til TsSKB [18] .
Baseret på det to-trins interkontinentale ballistiske missil R-7, skabt i designbureauet hos S.P. Korolev i 1953-1957, er der udviklet mere end ti modifikationer af løftefartøjer til rumfartøjer (LV) [19] . Den 4. oktober 1957 opsendte tre-trins Sputnik løfteraket , skabt på basis af det, den første kunstige jordsatellit , PS-1 , i kredsløb [19] [20] .
Parallelt med R-7 udviklede OKB-1 i løbet af 1958-1959 sammen med TsSKB og anlæg nr. 1 en forbedret version af R-7A ICBM (RVSN URV index - 8K74) [21] . Den to-trins R-7 raket havde en længde på 33 meter, en maksimal affyringsvægt på 278 tons og en maksimal skyderækkevidde på 8.000 kilometer [16] .
I slutningen af 1959, parallelt med udgivelsen af R-7 ICBM, begyndte udviklingen af R-7A, hvis serieproduktion i Kuibyshev begyndte i III kvartal af 1960 [18] . Startvægten på 8K74 var 276 tons (8K71 - 278 tons), længde - 31.065 m, maksimal skyderækkevidde ikke mere end 12.000 km [16] . En konisk adapter dukkede op på R-7A-instrumentrummet til docking af et mindre sprænghoved med "A"-blokken. Det nye inertikontrolsystem overtog radiokontrolsystemets funktioner med undtagelse af rækkeviddekontrol. Der blev udført en vis lettelse af raketdesignet (på grund af kemisk fræsning af tankvæggene). Tiden til at forberede missilet til affyring blev reduceret, hvilket resulterede i, at kampberedskab blev øget [18] .
Den første opsendelse som en del af flyvetests fandt sted den 23. december 1959, den sidste den 7. juli 1960. R-7A ICBM blev vedtaget af de strategiske missilstyrker ved resolution fra CPSU's centralkomité og USSRs ministerråd nr. 1001-416 af 12. september 1960 [22] .
Det amerikanske forsvarsministerium og NATO udpegede henholdsvis missilet SS-6 og Sapwood . Det vigtigste raket- og artilleridirektorat i USSR's forsvarsministerium brugte 8K74- indekset [16] .
I R-7A-familien af løfteraketter kan følgende typer skelnes:
Fra 2011 blev der produceret mere end 1.760 missiler af alle modifikationer af løfteraketter baseret på det interkontinentale ballistiske missil R-7 [22] .
Efter vellykkede opsendelser af bæreraketter " Vostok " og " Voskhod " i 1958-1963, begyndte S.P. Korolev at udvikle en fundamentalt ny retning inden for bemandet kosmonautik [32] .
Ikke kun simple flyvninger blev overvejet, med et maksimum af passive rendezvous af skibe på grund af den indledende ballistiske formation, men også gruppeflyvninger, aktive rendezvous, docking og overgangen af astronauter fra skib til skib. Til gennemførelse af langsigtede flyvninger var det planlagt at give mere eller mindre behagelige forhold for astronauten, hvortil der blev indført et husstandsrum i den nye generation af rumfartøjer [32] .
Der var også planlagt en to-personers flyvning rundt om Månen , hvortil et kompleks bestående af det Soyuz-7K bemandede rumfartøj og Soyuz-9K rakettens øverste trin skulle samles i kredsløb nær Jorden, som igen blev tanket op i kredsløb af et tankskib Soyuz-11K. Soyuz-7K rumfartøjet, Soyuz-9K raketenheden og Soyuz-11K tankskibet skulle bruges til opsendelse i kredsløb af en mellemklasse løfteraket. Imidlertid var kraft-til-vægt-forholdet for de mest magtfulde [33] , på det tidspunkt, RN 11А57 ("Voskhod"), fra 1963, ikke nok til at gennemføre den tilsigtede mission. Derudover var spørgsmålet om at udstyre det Soyuz-7K bemandede rumfartøj med et aktivt nødredningssystem (SAS) meget akut, der var i stand til pålideligt at udføre handlinger for at redde kosmonauter i tilfælde af en nødsituation, der truer besætningens liv, i alle områder af løfteraketflyvningen [ 16] [32] [34] .
Det skal også bemærkes, at der i 1962-1963 i Kuibyshev-gren nr. 3 blev arbejdet på at skabe automatiske rumfartøjer af typen Zenit-4MT til indførelse af topografisk undersøgelse i USSR's forsvarsministeriums interesse, som også krævede en forøgelse af energien i basisraketten [35] .
Det blev således nødvendigt at udvikle en ny modifikation af løfteraketten. Efterfølgende modtog denne modifikation indekset 11A511 og navnet "Soyuz", den blev brugt til at opsende bemandede rumfartøjer af typen " Soyuz " og senere til lasttransportkøretøjer af typen " Progress " [36] [16] .
Den tre - trins løfteraket i mellemklassen 11A511 " Soyuz" blev udviklet af KFTsKBEM i 1966 i overensstemmelse med dekretet fra CPSU's centralkomité og USSR 's ministerråd nr. 9K " og " Soyuz-11K " og hovedsagelig rekognosceringsrumfartøjer af Kosmos -serien, også udviklet af Kuibyshev-grenen [36] .
11A511 Soyuz løfteraket blev skabt på basis af løfteraketten 11A57 Voskhod . [34] Hovedændringen blev foretaget til 3. trins blok, som blev opgraderet for yderligere at forbedre løfterakettens energiydelse.
Udviklingen af denne modifikation begyndte i midten af 1963 . På det tidspunkt var OKB-1 ved at udvikle det Soyuz 7K-9K-11K bemandede kompleks til at flyve rundt om månen. Ifølge de første indledende data (slutningen af 1962 - begyndelsen af 1963) skulle massen af Soyuz-rumfartøjet i kredsløb være 5,8 tons.
Dens lancering var forudset ved hjælp af en forenet transportør 11A57 Voskhod baseret på R-7A-raketten. Men i midten af 1963, da skibets designmasse under udviklingen oversteg 6 tons, og massen af hovedbeklædningen med SAS-motorer nærmede sig 2 tons, blev det klart, at PH 11A57 ikke ville være i stand til at sætte det ind i den beregnede bane. En søgning begyndte efter måder at modernisere denne løfteraket for at øge dens bæreevne.
Moderniseringen af trinene blev udført af Kuibyshev gren nr. 3 af OKB-1, og hovedenheden blev udført i fællesskab af OKB-1 og gren nr. 3. Udvendigt forblev trinene praktisk taget uændrede, men blev væsentligt moderniseret :
Tabellen viser tidsplanen for færdiggørelse af hovedkomponenterne i løfteraketten 11A57 og jordudstyr til afprøvning af løfteraketten 11A511 og Soyuz-komplekset (objekter 7K, 9K og 11K) [36] .
Soyuz løfteraket er let genkendeligt på de fire koniske sideblokke på første trin, som adskiller alle Soyuz fra andre løfteraketter, samt den karakteristiske kåbe med fire rektangler af gitterstabilisatorer og det specifikke "tårn" i nødredningssystemet På toppen.
Den samlede længde af løfteraketten er ikke mere end 50,67 m og afhænger af typen af rumfartøj, der opsendes. Den maksimale tværgående størrelse af løfteraketten er målt ved enden af luftrorene og er 10 m og 30 cm. Affyringsvægten er ikke mere end 308 tons, og den samlede masse af brændstof er ikke mere end 274 tons. Den tørre masse af løfteraketten med transportpatroner og nyttelast er ikke mere end 34 tons og afhænger af typen af rumfartøj, der opsendes.
Fremdriftssystemerne i Soyuz løfteraket gør det muligt at udvikle et samlet tryk på 413 tf ved havoverfladen og mere end 505 tf i et vakuum.
Soyuz tre-trins løfteraket består af:
11A511 Soyuz løfteraket gør det muligt at affyre nyttelast, der vejer op til 7,1 tons, i lav kredsløb om jorden.
Modificerede motorer af R-7A to-trins ICBM og Voskhod tre-trins mellemklasse løfteraket blev brugt som fremdriftssystemer til Soyuz løfteraket.
Det første trin bestod af fire kegleformede sideblokke - acceleratorer "B", "C", "G" og "D" med autonome motorer på hver speeder. Alle sideblokke blev placeret langs den centrale blok "A" i indbyrdes vinkelrette stabiliseringsplaner [37] .
Under løfterakettens flyvning hvilede sideblokkene med deres forreste understøtninger mod specielle beslag på den centrale blok, som var placeret på oxidationstankens kraftramme. Det specielle design af beslagene sikrede opfattelsen af kun langsgående belastninger overført fra sideblokkene, og forhindrede ikke den frie adskillelse af sideblokkenes frontstøtter, når den langsgående kraft forsvandt, når sideacceleratormotorerne blev slukket [37] .
Adskillelsen af boosterne skete cirka 118 sekunder efter opsendelsen.
KonstruktionDesignlayoutet af sideblokken på Soyuz løfteraket var typisk for alle løfteraketter fra R-7-familien og bestod af følgende dele:
Tørvægten af sideblokstrukturen var ikke mere end 3,75 tons. 155-160 tons brændstof blev fyldt i sideblokkene før lanceringen.
FremdriftssystemFire firekammer raketmotorer med flydende drivmiddel af den åbne cyklus RD-107 (indeks 8D728 ), udviklet af Valentin Petrovich Glushko ved NPO Energomash, blev brugt som marchfremdrivningssystemer (PS) i første trin [1] . Motorerne var monteret på den forreste enderamme af haledelen [39] .
Hver RD-107-motor havde fire faste hoved- og to roterende styreforbrændingskamre, fastgjort i ledophæng. Trykket i hovedforbrændingskamrene er 58 kg/cm2 , i styreforbrændingskamrene - 54 kgf/cm2 [ 40] . Vægten af tørmotoren RD-107 var 1155 kg [41] . Bruttovægt - 1300 kg [37] .
Brændstofforsyningen til fremdriftssystemerne blev udført ved hjælp af en turbopumpeenhed (TNA). THA-turbinen blev spundet af dampgas opnået i gasgeneratoren under den katalytiske nedbrydning af koncentreret 82 % hydrogenperoxid . Styring af trykvektor blev i stedet for at bruge gasror udført ved at dreje små styreforbrændingskamre. Dette arbejdsskema gjorde det muligt at reducere tabet af tryk ved ændring af dens vektor [37] .
Den anden fase omfattede en masse strukturer af den centrale blok "A" med en nyttelast og brændstof tilbage i tankene i blokken efter afslutningen af den første fase. Adskillelsen af det andet trin fandt sted cirka 278 sekunder efter opsendelsen [37] .
KonstruktionDesign- og layoutskemaet for den centrale blok af Soyuz løfteraket lignede den centrale blok i anden fase af Voskhod løfteraket og bestod af følgende dele:
Tørvægten af designet af den centrale blok "A" var ikke mere end 6 tons. I alt ikke mere end 90-95 tons brændstof blev fyldt i den centrale blok før starten.
FremdriftssystemI anden fase af løfteraketten blev RD-108 flydende drivmiddelmotor (indeks 8D721 ), også udviklet hos NPO Energomash, brugt som hovedmotor.
RD-108-motoren blev monteret på forenden af halerummet ved hjælp af en rørformet ramme. Motoren bestod af fire faste forbrændingskamre og fire roterende kamre afbøjet med ±35° og tjente som udøvende organer for kontrolsystemet [43] . Fremdriftssystemerne sikrede sammen med resten af raketstyringen den nødvendige position af raketten i rummet i den aktive del af banen og styrede uafhængigt raketten i den anden sektion. Motoren var en åben cyklus flydende drivmiddel raketmotor med en fælles varmepumpe, et gasgenereringssystem og et automatisk tryksystem. Brændstofforsyningsordningen svarede til RD-107-motorerne i sideboosterne [40] .
Trykket i hovedforbrændingskamrene var 58 kg/cm 2 , i styreforbrændingskamrene - 54 kgf/cm 2 . Trykket ved udløbet af dysen i RD-108-motoren var 0,23 kg/cm 2 [40] . Vægten af den tørre motor var 1195 kg [37] [41] .
Den opgraderede I-blok fra løfteraketten 11A57 Voskhod blev brugt som tredje etape.
KonstruktionDesign- og layoutdiagrammet for "I"-blokken af Soyuz løfteraket bestod af:
Den samlede længde af "I"-blokken af det tredje trin var ikke mere end 6,745 m, og diameteren var ikke mere end 2,66 m. Den samlede masse var lidt mere end 25 tons.
FremdriftssystemDen yderst pålidelige raketmotor med flydende drivmiddel i åben cyklus RD-0110 (indeks 11D55 ), udviklet af Semyon Arievich Kosberg i OKB-154 [1] , blev brugt som motor på tredje trins blok .
RD-0110-motoren med en turbopumpe-brændstofforsyning havde fire faste hoved- og fire roterende styreforbrændingskamre fastgjort i ledophæng. Trykket i hovedforbrændingskamrene var 69,5 kgf/cm2 [44] .
Motorens samlede længde oversteg ikke 2,2 m, og vægten - 408 kg. Den maksimale motordriftstid var begrænset til 250 sekunder [44] .
T-1 jet petroleum [45] blev brugt som brændstofkomponenter i alle stadier af løfteraketten . Det anvendte oxidationsmiddel var flydende oxygen (LOX), en meget brandfarlig og endda eksplosiv type oxidationsmiddel, selvom det ikke er giftigt [46] .
For at sikre driften af hjælpesystemer blev raketten også drevet med en lille mængde hydrogenperoxid og flydende nitrogen .
| Taktiske og tekniske egenskaber ved stadierne af løfteraketten "Soyuz" | ||||||||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Trin (blok) | Længde, m | Maks. tværgående størrelse, m | Maks. diameter, m | Startmesse, t | Tørvægt, t | Brændstofmasse, t | Fremdriftssystem | Fjernbetjeningsudvikler _ | Fjernbetjeningstype _ | Brændstof mærke | Oxidationsmiddel | NT ved havoverfladen, tf | NT i vakuum sind, ts | Specifik impuls ved havoverfladen, s | Specifik impuls i vakuum, s | Brændstofforbrug, kg/s | Oxidantforbrug, kg/s | Dyseudvidelsesforhold | Adskillelsestid, s | Maks. arbejdstid, fra |
| Fase I (blok B, C, D, E) | 19.825 | 3,82 | 2,68 | 43.325 | 3,75 | 39,475 | RD-107 | V. P. Glushko | LRE åben cyklus | petroleum T-1 | flydende ilt | 83,5 | 101,5 | 252 | 313 | 88,3 | 218,4 | 149/1 | Т+118 | 140 |
| Fase II (blok A) | 28.465 | 2,95 | 2,95 | 100,24 | 6.00 | 93,3 | RD-108 | V. P. Glushko | LRE åben cyklus | petroleum T-1 | flydende ilt | 79,3 | 99,3 | 252 | 315 | 84,8 | 202,7 | 153/1 | Т+286 | 320 |
| Fase III (blok I) | 6.745 | 2,66 | 2,66 | 25.45 | 2,71 | 22.7 | RD-0110 | S. A. Kosberg | LRE åben cyklus | petroleum T-1 | flydende ilt | 30,38 | 326 | Т+526 | 240 | |||||
Den væsentligste forskel mellem Soyuz løfteraket og de tidligere R-7 type luftfartsselskaber beregnet til bemandede flyvninger var den nye type nødredningssystem (SAS) udviklet af OKB-1. SAS er "spændt" 15 minutter før affyringen af løfteraketten og sikrer redning af besætningen i tilfælde af en raketulykke både på affyringsrampen og på enhver del af flyvningen.
Soyuz løfteraket blev designet til at opsende rumfartøjer af Soyuz - programmet af samme navn i lav kredsløb om Jorden . Soyuz-rumfartøjet består af tre rum - indenlandsk (nogle gange, primært i den engelsksprogede litteratur, unøjagtigt omtalt som "orbital"), instrumentaggregat og nedstigningsfartøj (SA). SA'en med astronauterne er i midten af bundtet, så for at redde besætningen er det nødvendigt at fjerne bundtet fra rakettens hoveddel fra forsyningsrummet og SA'en sammen med næsebeklædningen (GO).
Placeringen af SAS fremdrivningssystemer i henhold til trækskemaet - oven på stangen, og ikke i den nederste del, under rumfartøjet, blev dikteret af overvejelser om at spare vægt og brændstof, da løfteraketten umiddelbart efter opnåede tilstrækkelig højde, stangen blev sammen med motorerne affyret fra GO [47] .
På vingerne af hovedbeklædningen af Soyuz løfteraket er der installeret solid-propellant raketmotorer (SSRM'er) til adskillelse, der fører den aftagelige hovedenhed med besætningen, i området mellem SAS fremdrivningsenhedsrummet og udledningen af hovedet kåbe. Øverst på modulet er en lille motor til tilbagetrækning mod hovedbeklædningen efter drift af hovedmotoren til fast drivmiddel [47] .
SAS fremdrivningssystemet med fast drivmiddel består af to multidyseblokke af fastdrivende motorer (til adskillelse og tilbagetrækning af den aftagelige hovedenhed) og fire små raketmotorer med fast drivmiddel.
Rumfartøjet er forbundet til hovedbeklædningen med tre understøtninger, der omgiver nedstigningskøretøjet og "hviler" mod den nederste ramme af rekreative rum. På denne ramme "hænger nedstigningskøretøjet" så at sige.
Kraften fra fjernbetjeningen SAS til SA overføres gennem to kraftbælter (øvre og nedre) og en speciel lodge , hvori nedstigningskøretøjet er installeret. Der er også en ekstra fastgørelse i den øverste del af hovedenheden, der fastgør husholdningsrummet.
I 1965, under udviklingen af SAS, blev det klart, at i tilfælde af en ulykke er udledning af GO fuldstændig umulig uden et kraftigt slag mod instrumentaggregatrummet. For at eliminere dette problem blev det besluttet at opdele kåben i to dele ved hjælp af en tværgående samling, så når SAS'ens kontrolsystem udløses, er kun dens øverste del adskilt fra GO'en. Samtidig forblev den nederste del af GO sammen med rumfartøjets instrumentaggregatrum med raketten.
For at opretholde stabiliteten under flyvningen begyndte man at installere fire gitterstabilisatorer på GO. Et sådant struktur- og layoutskema for den aftagelige SAS-hovedenhed blev grundlaget for alle modifikationer af Soyuz- og Soyuz-raketterne i fremtiden.
Afhængigt af ulykkestidspunktet blev redningen af besætningen leveret i henhold til et af de tre hovedprogrammer [49] :
1. Programmet blev anvendt fra det øjeblik, SAS blev sat i standby-tilstand ved affyringspositionen (10-15 minutter før raketopsendelsen), indtil hovedbeklædningen blev droppet, sammen med (eller noget tidligere) den faste fremdrift systemet blev droppet. Ifølge dette program blev der på tidspunktet for ulykken slået en alarm til på kosmonauternes konsol, løfterakettens fremdriftssystemer blev slukket i en nødsituation (kun i tilfælde af ulykker efter 20 s flyvning), rumfartøjet blev delt langs krydset mellem SA og instrument-aggregatrummet, strømforbindelserne holdt SA og husstandsrummet inde i hovedbeklædningen. Dernæst blev tværleddet delt i den midterste del af GO og gitterstabilisatorerne blev åbnet. Samtidig med åbningen af stabilisatorerne startes hovedmotoren med fast drivmiddel. Under driften af hovedmotoren tændes styremotorerne, hvilket danner tilbagetrækningsbanen for den aftagelige hovedenhed. OGB'en skal stige til en højde på mindst 850 meter og tages fra startpunktet til siden med mindst 110 meter.
I området af spidsen af tilbagetrækningsbanen adskilles SA fra forsyningsrummet, og separationsmotoren til fast drivstof tændes, hvilket sikrer tilbagetrækning af hovedbeklædningen sammen med forsyningsrummet til en sikker afstand fra AC. Efter adskillelse af nedstigningskøretøjet tændes nedstigningskontrolsystemet, hvilket skal dæmpe vinkelforstyrrelserne af SA opnået under adskillelse. Derefter begyndte indgangen af faldskærmssystemet på kommando fra programtidsenheden (i tilfælde af en ulykke i lav højde) eller på kommando af barometrisk sensor (i tilfælde af en ulykke i stor højde). I tilfælde af en ulykke, i de første 26 sekunder af flyvningen, formodes SA at lande på en reservefaldskærm og efter 26 sekunders flyvning på den vigtigste. I processen med nedstigning med faldskærm blev SA's indbyggede systemer forberedt til landing. Når raketmotoren med fast drivmiddel udløses, kan besætningen opleve overbelastninger på op til 10 g. Det faste drivmiddel er 76 tf, og driftstiden er mindre end 2 sekunder.
Ifølge dette scenarie blev besætningen på rumfartøjet Soyuz T-10-1 reddet , hvis løfteraket eksploderede lige på affyringsrampen [49] .
2. Programmet udløses i tilfælde af ulykker mellem 161 og 522 sekunders flyvning. Ifølge dette program aktiveres en alarm på kosmonauternes konsol i et ulykkesøjeblik, løfterakettens fremdriftssystemer slukkes i en nødsituation, og SA's indbyggede systemer overføres til en nødtilstand på operation.
Efter en vis tidsforsinkelse blev husstandsrummet adskilt, og derefter blev SA og instrumentaggregatrummet adskilt. Efter adskillelse indsatte nedstigningskontrolsystemet nedstigningskøretøjet i pitchplanet og sikrede, når det kom ind i atmosfæren, dets nedstigning i tilstanden "maksimal aerodynamisk kvalitet". Med et yderligere fald i SA fungerede landingssystemet efter det almindelige program;
3. I tilfælde af et uheld, efter 522 sekunder og før ind i kredsløbet, er rumfartøjets rum opdelt efter standardskemaet, men nedstigningen skulle foregå langs en ballistisk bane, mens overbelastningerne kunne overstige 10g.
På basis af 11A511 Soyuz løfteraket blev to modifikationer udviklet: Soyuz-L og Soyuz-M, og senere blev løfteraketten grundlaget for Soyuz-U løfteraket . [halvtreds]
For at udføre afprøvningen af månekabinen (objekt " T2K ") af raket- og rumkomplekset N1-LZ på basis af bæreraketten 11A511 "Soyuz", blev dens modifikation udviklet - løfteraketten " Soyuz-L ". Denne modifikation blev kendetegnet ved en usædvanlig overkaliber form på hovedbeklædningen. [halvtreds]
I 1970-1971 blev 3 opsendelser af 11A511L bæreraket udført fra Baikonur Cosmodrome med rumfartøjerne Kosmos-379 , Kosmos-398 og Kosmos-434 . [halvtreds]
For at lancere det militære forskningsskib Soyuz "7K-VI" i kredsløb , som blev udviklet i midten af 1960'erne af holdene fra Kuibyshev-afdelingen af TsKBEM og Progress-anlægget, blev en modifikation 11A511M " Soyuz-M " udviklet på basis af af løfteraketten 11A511 . [halvtreds]
Efter lukningen af programmer for militære ændringer af Soyuz - rumfartøjet blev løfteraketter fremstillet på det tidspunkt konverteret til evnen til at opsende rekognosceringssatellitter af typen Zenit-4MT Orion (indeks - 11F629), udviklet af samme TsSKB-Progress. [51]
I 1971-1976 blev otte specielle rumfartøjer af Zenit-4M Orion-typen med succes opsendt fra Plesetsk-kosmodromen ved hjælp af 11A511M. [52] [53] .
Alle opsendelser af Soyuz-M bæreraketten blev foretaget fra Plesetsk Cosmodrome (cosmodrome) , fra affyringsramper nr. 41/1 og nr. 43/4 . [54]
I 1970-1973 blev Soyuz-U-modifikationen udviklet (indeks - 11A511U ), som var beregnet til at opsende bemandede og fragtrumfartøjer af Soyuz -typen, ubemandede transportkøretøjer af Progress -typen, rumfartøjer af Kosmos -serien, " Resurs-F ", " Photon ", " Bion ", samt en række udenlandske rumfartøjer. Den væsentligste forskel mellem Soyuz-U løfteraket og basisfartøjet var brugen af første- og andentrinsmotorer med øgede energiegenskaber [55] .
Pr. 18. maj 2012 blev der foretaget i alt 771 lanceringer af denne modifikation.
"Soyuz-FG" - modifikation af "Soyuz-U". Motorerne i 1. og 2. trin blev installeret med nye injektorhoveder (deraf "FG" i rakettens navn), udviklet til Soyuz-2 løfteraket med minimale ændringer af det analoge kontrolsystem. Det blev betjent fra 2001 til 2019, 70 opsendelser blev gennemført, en af dem var nødstilfælde. Operationen blev afsluttet på grund af overgangen til Soyuz-2.
Soyuz-2 løfteraket er en familie af tre-trins mellemklasse løfteraketter udviklet hos TsSKB-Progress på basis af Soyuz-U løfteraket gennem dyb modernisering. Første flyvning i 2004, mere end 100 opsendelser gennemført i 2020.
Massen af nyttelasten, der sendes i lav kredsløb om jorden, er fra 2800 kg til 9200 kg, afhængigt af modifikationen og affyringspunktet. Projektnavn - "Rus" [56] .
Soyuz-ST løfteraketter er en familie af tretrins løfteraketter i mellemklasse, der er skabt på basis af løfteraketten Soyuz-2 for at levere kommercielle opsendelser fra Kourou -kosmodromen . De vigtigste forskelle mellem raketten og den grundlæggende version er forfining af kontrolsystemet til modtagelse af telekommandoer fra jorden for at stoppe flyvningen og forfining af telemetri for europæiske jordstationer til modtagelse af telemetriinformation [57] . Første flyvning i 2011, 23 opsendelser gennemført i 2020.
Soyuz - ST-A løftefartøjet, skabt på basis af Soyuz 2-1a løftefartøjet , er i stand til at opsende rumfartøjer med en vægt på op til 2810 kg ind i en geotransfer bane ( GPO ) og ind i en solsynkron bane ( SSO ) med en højde på 820 km - køretøjer med en vægt på op til 4230 kg [58] . Soyuz -ST-B , baseret på Soyuz 2-1b missilet, er i stand til at affyre op til 3250 kg på GPO'en og op til 4900 kg på MTR [58] .
I alt 32 opsendelser af Soyuz løfteraket blev udført (én nødopsendelse og én raketfejl ved startpositionen før opsendelsen).
Den første opsendelse af Soyuz løfteraket 11A511 fandt sted den 28. november 1966 . En ubemandet Soyuz (" Kosmos-133 ") blev sendt i kredsløb.
Den sidste opsendelse fandt sted den 14. oktober 1976, transportskibet 7K-T (" Soyuz-23 ") blev sat i kredsløb .
Alle opsendelser af Soyuz-raketten blev foretaget fra Baikonur Cosmodrome , fra affyringsramper nr. 1 og nr. 31 , og siden 1970 kun fra affyringsrampe nr. 1.
| Liste over Soyuz-lanceringer | ||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| lanceringsnummer | Dato ( UTC ) | PH nummer | Fremstillingsdato | Nyttelast | Type KK | QC indeks | NSSDC ID | SCD | lanceringskompleks | Resultat |
| en | 28. november 1966 | U15000-02 | 1965 | Cosmos-133 | 7K-OK nr. 2 | 11Ф615 | 1966-107A | 02601 | Baikonur 31 | Succes |
| 2 | 12. december 1966 | U15000-01 | 1965 | — | 7K-OK nr. 1 | 11Ф615 | — | — | Baikonur 31/6 | Ulykke |
| 3 | 7. februar 1967 | U15000-04 | 1965 | Cosmos-140 | 7K-OK nr. 3 | 11Ф615 | 1967-009A | 02667 | Baikonur 1 | Succes |
| fire | 23. april 1967 | U15000-03 | 1965 | Soyuz-1 | 7K-OK nr. 4 | 11Ф615 | 1967-037A | 02759 | Baikonur 1 | Succes |
| 5 | 27. oktober 1967 | U15000-05 | 1965 | Cosmos-186 | 7K-OK nr. 6 | 11Ф615 | 1967-105A | 03014 | Baikonur 31 | Succes |
| 6 | 30. oktober 1967 | H15000-07 | 1966 | Cosmos-188 | 7K-OK nr. 5 | 11Ф615 | 1967-107A | 03020 | Baikonur 31 | Succes |
| 7 | 14. april 1968 | I15000-07 | 1967 | Cosmos-212 | 7K-OK nr. 8 | 11Ф615 | 1968-029A | 03183 | Baikonur 31 | Succes |
| otte | 15. april 1968 | U15000-06 | 1965 | Cosmos-213 | 7K-OK nr. 7 | 11Ф615 | 1968-030A | 03193 | Baikonur 1 | Succes |
| 9 | 28. august 1968 | B15000-13 | 1968 | Cosmos-238 | 7K-OK nr. 9 | 11Ф615 | 1968-072A | 03351 | Baikonur 31 | Succes |
| ti | 25. oktober 1968 | I15000-08 | 1967 | Soyuz-2 | 7K-OK nr. 11 | 11Ф615 | 1968-093A | 03511 | Baikonur 1 | Succes |
| elleve | 26. oktober 1968 | I15000-10 | 1967 | Soyuz-3 | 7K-OK nr. 10 | 11Ф615 | 1968-084A | 03516 | Baikonur 31 | Succes |
| 12 | 14. januar 1969 | I15000-12 | 1967 | Soyuz-4 | 7K-OK nr. 12 | 11Ф615 | 1969-004A | 03654 | Baikonur 31 | Succes |
| 13 | 15. januar 1969 | I15000-11 | 1967 | Soyuz-5 | 7K-OK nr. 13 | 11Ф615 | 1969-005A | 03656 | Baikonur 1 | Succes |
| fjorten | 11. oktober 1969 | B15000-14 | 1968 | Soyuz-6 | 7K-OK nr. 14 | 11Ф615 | 1969-085A | 04122 | Baikonur 31 | Succes |
| femten | 12. oktober 1969 | Yu15000-19 | 1969 | Soyuz-7 | 7K-OK nr. 15 | 11Ф615 | 1969-086A | 04124 | Baikonur 1 | Succes |
| 16 | 13. oktober 1969 | Yu15000-18 | 1969 | Soyuz-8 | 7K-OK nr. 16 | 11Ф615 | 1969-087A | 04126 | Baikonur 31 | Succes |
| 17 | 1. juni 1970 | Yu15000-21S | 1969 | Soyuz-9 | 7K-OK nr. 17 | 11Ф615 | 1970-041A | 04407 | Baikonur 31 | Succes |
| atten | 22. april 1971 | Х15.000-25 | 1970 | Soyuz-10 | 7K-T nr. 31 | 11F615A8 | 1971-034A | 05172 | Baikonur 1 | Succes |
| 19 | 6. juni 1971 | X15000-24 | 1970 | Soyuz-11 | 7K-T nr. 33 | 11F615A8 | 1971-053A | 05283 | Baikonur 1 | Succes |
| tyve | 26. juni 1972 | 15.000-20 Yu | 1969 | Cosmos-496 | 7K-T nr. 33A | 11F615A8 | 1972-045A | 06066 | Baikonur 1 | Succes |
| 21 | 15. juni 1973 | С15000-27 | 1971 | Cosmos-573 | 7K-T nr. 36 | 11F615A8 | 1973-041A | 06694 | Baikonur 1 | Succes |
| 22 | 27. september 1973 | С15000-26 | 1971 | Soyuz-12 | 7K-T nr. 37 | 11F615A8 | 1973-067A | 06836 | Baikonur 1 | Succes |
| 23 | 30. november 1973 | С15000-29 | 1971 | Cosmos-613 | 7K-T nr. 34A | 11F615A8 | 1973-096A | 06957 | Baikonur 1 | Succes |
| 24 | 18. december 1973 | С15000-28 | 1971 | Soyuz-13 | 7K-T nr. 33 | 11F615A8 | 1973-103A | 06982 | Baikonur 1 | Succes |
| 25 | 27. maj 1974 | С15000-32 | 1973 | Cosmos-656 | 7K-TA nr. 61 | 11F615A9 | 1974-036A | 07313 | Baikonur 1 | Succes |
| 26 | 3. juli 1974 | С15000-31 | 1971 | Soyuz-14 | 7K-TA nr. 62 | 11F615A9 | 1974-051A | 07361 | Baikonur 1 | Succes |
| 27 | 26. august 1974 | С15000-30 | 1971 | Soyuz-15 | 7K-TA nr. 63 | 11F615A9 | 1974-067A | 07421 | Baikonur 1 | Succes |
| 28 | 10. januar 1975 | Х15.000-22 | 1970 | Soyuz-17 | 7K-T nr. 38 | 11F615A8 | 1975-001A | 07604 | Baikonur 1 | Succes |
| 29 | 5. april 1975 | X15000-23 | 1970 | Soyuz-18A | 7K-T nr. 39 | 11F615A8 | — | — | Baikonur 1 | Delvist |
| tredive | 24. maj 1975 | F15000-33 | 1975 | Soyuz-18 | 7K-T nr. 40 | 11F615A8 | 1975-044A | 07818 | Baikonur 1 | Succes |
| 31 | 6. juli 1975 | F15000-34 | 1975 | Soyuz-21 | 7K-T nr. 41 | 11F615A8 | 1975-064A | 08934 | Baikonur 1 | Succes |
| 32 | 14. oktober 1976 | E15000-35 | 1976 | Soyuz-23 | 7K-TA nr. 65 | 11F615A9 | 1976-100A | 09477 | Baikonur 1 | Succes |
Den første tv-udsendelse af en sovjetisk raketopsendelse i rummet fandt sted den 26. oktober 1968 under opsendelsen af Soyuz-3 rumfartøjet styret af Georgy Beregov .
Efter den vellykkede opsendelse af Soyuz løfteraket den 28. november 1966 med Soyuz 7K-OK apparatet af serie nr. 2, var den næste testlancering planlagt til den 14. december 1966 .
Det blev besluttet at bruge Soyuz 7K-OK serie nr. 1 som nyttelast. Da denne enhed ikke havde et par, var det umuligt at kontrollere den automatiske docking-tilstand, men det var muligt at kontrollere driften af skibets on- tavlesystemer. [55]
Under forberedelsen af opsendelsen virkede pyrozapalen ikke på en af sideblokkene. Automatisering gav et "hæng op", og raketten forblev ved starten. Arbejdet med at tømme brændstoffet begyndte, personalet forlod bunkeren og var ved foden af raketten. 27 minutter efter at opsendelsen blev aflyst, virkede skibets nødredningssystem pludselig. Som det viste sig, forblev dette system tændt og fortsatte med at overvåge skibets status og position.
Efter nogen tid registrerede de gyroskopiske sensorer rumfartøjets vinkelafvigelse, som dukkede op på grund af jordens rotation, og udsendte et nødsignal. Nedstigningskøretøjet og forsyningsrummet blev hævet til en højde på omkring en kilometer ved hjælp af fastbrændstofmotorer, hvor nedstigningskøretøjet adskiltes og faldt ned med faldskærm. [55]
I instrumentsamlingsrummet, som forblev på løfteraketten, brød kølevæsken i brand og strømmede ud af rørledningerne, hvor der ikke var kontraventiler. Syvogtyve minutter efter adskillelsen af nødredningssystemet fulgte adskillige eksplosioner efter hinanden, men denne gang var nok til, at de fleste havde tid til at forlade farezonen. Major Korostylev fra testafdelingen besluttede ikke at løbe, men at gemme sig bag muren af hegnet og døde, kvælende i røgen. Yderligere to soldater døde dagen efter branden.
Efter katastrofen blev det besluttet at foretage yderligere testopsendelser og midlertidigt suspendere bemandede flyvninger. Til en ny lancering begyndte de at forberede Soyuz 7K-OK nr. 3, hvis lancering var planlagt til 15. januar 1967 . Opsendelsen af bemandet Soyuz nr. 4 og nr. 5 var planlagt til marts 1967.
Lanceringen af skibet "7K-OK" nr. 3 (" Cosmos-140 ") med en dummy om bord fandt sted den 7. februar 1967 . Opsendelsen lykkedes, selvom skibet på grund af fejl i orienteringssystemet brugte for meget brændstof, kunne ikke udføre alle opgaverne og blev tvunget til at lande i et ikke-planlagt område - i Aralsøen , hvor det efterfølgende sank.
5. april 1975 , kl. 11:04, Baikonur Cosmodrome , lanceringskompleks nr. 1 . Opsendelsen af løftefartøjet Soyuz 11A511 , som skulle bringe Soyuz-18A rumfartøjet i lav kredsløb om jorden .
Besætningen om bord på rumfartøjet bestod af:
Da rumfartøjet blev opsendt i kredsløb, opstod der en fejl i driften af de indbyggede systemer i det tredje trin af løftefartøjet, og automatiseringen tog en beslutning om nødadskillelse af rumfartøjet fra transportøren. Adskillelsen skete i en højde af omkring 150 kilometer over jordens overflade.
Rumfartøjets nedstigning til Jorden fandt sted langs en ballistisk bane med store overbelastninger, der nåede 15 g. Rumfartøjets nedstigningsmodul landede sydvest for byen Gorno-Altaisk på siden af et bjerg. Efter at have rørt jordens overflade, rullede nedstigningskøretøjet ned ad skråningen og stoppede først, da det fangede et træ, der voksede på kanten af afgrunden. Astronauterne undslap, fordi de ikke skød faldskærmen. De blev evakueret fra nedstigningskøretøjet med helikopter.
Varigheden af astronauternes flyvning var 21 minutter 27 sekunder.
| R-7 løfteraket familie | |||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| raketter |
| ||||||||||||
| affyringsramper _ |
| ||||||||||||
| Motorer | Blok A RD-107 NK-33 Blokke B, C, D, D RD-108 Blok E RD-0105 RD-0109 Blok I RD-0110 RD-0124 Blok L С1.5400 | ||||||||||||
| se også | |||||||||||||
| Sovjetisk og russisk raket- og rumteknologi | ||
|---|---|---|
| Betjening af løfteraketter | ||
| Lancering af køretøjer under udvikling | ||
| Nedlagte løfteraketter | ||
| Booster blokke | ||
| Genanvendelige rumsystemer | ||