Вход

ОК Буран

Реферат по авиации и космонавтике
Дата добавления: 04 июля 2007
Язык реферата: Русский
Word, doc, 1.2 Мб (архив zip, 1 Мб)
Реферат можно скачать бесплатно
Скачать
Данная работа не подходит - план Б:
Создаете заказ
Выбираете исполнителя
Готовый результат
Исполнители предлагают свои условия
Автор работает
Заказать
Не подходит данная работа?
Вы можете заказать написание любой учебной работы на любую тему.
Заказать новую работу

27



Реферат

          1. По введению в РКТ


                1. ОК «Буран»



            1. Группа№06-104

              1. Косяков Кирилл


Учителя:

Андреев В.Н.

Гущин В.Н.








Москва 2000г.

Содержание

1.Введение ------------------------------------------------------------------------ 3

2.В полёте ОК «Буран» ------------------------------------------------------- 4

3.Внешняя конфигурация ----------------------------------------------------- 4

4.Внутренняя компоновка, конструкция ---------------------------------- 4

5.Двигательная установка и бортовое оборудование ------------------ 5

6.Геометрические и весовые характеристики -------------------------- 6

7.Выведение на орбиту -------------------------------------------------------- 6

8.Возвращение с орбиты ------------------------------------------------------ 6

9.История создания ОК «Буран» ------------------------------------------- 7

10.Основные характеристики МКС «Энергия – Буран» ------------- 11

11.Применение «Бурана» ---------------------------------------------------- 13

а) Боевые космические комплексы ---------------------------------------- 13

б) Проекты целевого использования ОК «Буран» --------------------- 16

12.Попытка запуска МТКК «Буран» 12.10.88 года ------------------- 18

13.Полёт ------------------------------------------------------------------------ 18

14.Схема полёта на участке посадки ОК «Буран» -------------------- 22

15.Список литературы ------------------------------------------------------ 27



Введение.

1961 год, двенадцатое апреля. Всем известен этот день - день первого по­лета в космос в такой еще не­известный, загадочный мир. Все граждане Земли были удивлены открывшейся для человека возмож­ностью преодо­леть силу гравитации Земли, под­няться на недосягаемые доселе высоты и, наконец, посетить новые таинственные миры - пространство по имени "космос". Так началось исследование Все­ленной, а день этот запечатлелся в памяти людской навсегда, и в России стал ежегодно отмечаться как праздник - день Космонавтики. Сейчас полеты кос­монавтов являются бо­лее обычным делом, но в 1961 году это было вселенским событием. В ус­ловиях су­ществования двух антагонистических формаций - со­циализма и капитализма - это событие явилось пред­метом национальной гордости СССР и всего социа­листического лагеря.

В ПОЛЕТЕ ОРБИТАЛЬНЫЙ КОРАБЛЬ "БУРАН"

---------- СООБЩЕНИЕ ТАСС ----------


15 ноября 1988 года в Советском Союзе проведены успешные испытания космического корабля многоразового использования "Буран".

После старта универсальной ракетно-космической транспортной системы "Энергия" с кораблем "Буран" орбитальный корабль вышел на расчетную орбиту, совершил двухвитковый полет вокруг Земли и приземлился в автоматическом режиме на посадочной полосе космодрома Байконур.

Это - выдающийся успех отечественной науки и техники, открывающий качественно новый этап в советской программе космических исследова­ний.


"БУРАН" - советский крылатый ор­битальный корабль многоразового ис­пользования. Предназначен для выведения на орбиту вокруг Земли раз­личных космических объектов и их обслуживания; доставки модулей и персонала для сборки на орбите крупногабаритных сооружений и меж­планетных комплексов; воз­врата на Землю неисправных или выработав­ших свой ресурс спутников; освоения оборудования и технологий косми­ческого производства и дос­тавки продукции на Землю; выполнения дру­гих грузопассажирских пере­возок по маршруту Земля-космос-Земля, ре­шения ряда оборонных задач.


Внешняя конфигурация. Орбитальный корабль (ОК) "Буран" выпол­нен по самолетной схеме: это "бесхвостка" с низко расположенным тре­угольным крылом двойной стре­ловидности по передней кромке; аэроди­намические органы управления включают элевоны, балансировочный щиток, расположенный в хвостовой части фюзеляжа, и руль направления, который, "расцепляясь" по задней кромке, выполняет также функции воз­душного тормоза; посадку "по са­молетному" обеспечивает трех опорное (с носовым колесом) выпускаю­щееся шасси.


Внутренняя компоновка, конструкция. В носовой части "Бурана" расположены герметичная вставная кабина объе­мом 73 кубических мет­ров для экипажа (2 - 4 чел.) и пассажиров (до 6 чел.), отсеки бортового оборудования и носовой блок двигателей управ­ления.

Среднюю часть занимает грузовой отсек с открывающимися вверх створ­ками, в котором размещаются манипуляторы для выполнения погру­зочно-разгрузочных и монтажно-сборочных работ и различных операций по обслуживанию космических объектов. Под грузовым отсеком распо­ложены агрегаты систем энергоснабжения и обеспечения температурного режима. В хвостовом отсеке установлены агрегаты двигательной уста­новки, топливные баки, агрегаты гидросистемы. В конструкции "Бурана" использованы алюминиевые сплавы, титан, сталь и другие материалы. Чтобы противостоять аэродинамическому нагреванию при спуске с ор­биты, внешняя поверхность ОК имеет теплозащитное покрытие, рассчитан­ное на многоразовое использование.

На менее подверженную нагреву верхнюю поверхность устанавливается гибкая теплозащита, а другие поверхности покрыты теплозащитными плит­ками, изготовленными на основе волокон кварца и выдерживаю­щими температуру до 1300 С. В особо теплонапряженных зонах (в носках фюзеляжа и крыла, где температура достигает 1500 - 1600 С) применен композиционный материал типа углерод-углерод. Этап наиболее интен­сивного нагревания ОК сопровождается образованием вокруг него слоя воздушной плазмы, однако конструкция ОК не прогревается к концу по­лета более чем до 160 С. Каждая из 36000 плиток имеет конкретное место установки, обусловленное теоретическими обводами корпуса ОК. Для сни­жения тепловых нагрузок выбраны также большие значения радиусов затупления носков крыла и фюзеляжа. Расчетный ресурс конструкции - 100 орбитальных полетов.


Двигательная установка и бортовое оборудование. Объединенная двигательная установка (ОДУ) обеспечивает довыведение ОК на опорную орбиту, выполнение межорбитальных переходов (коррек­ций), точное ма­неврирование вблизи обслуживаемых орбитальных ком­плексов, ориента­цию и стабилизацию ОК, его торможение для схода с орбиты. ОДУ со­стоит из двух двигателей орбитального маневрирования (на рис. справа), работающих на углеводородном горючем и жидком ки­слороде, и 46 дви­гателей газодинамического управления, сгруппирован­ных в три блока (один носовой блок и два хвостовых). Более 50 бортовых систем, вклю­чающих радиотехнические, ТВ и телеметрические ком­плексы, системы жизнеобеспечения, терморегулирования, навигации, энергоснабжения и другие, объединены на основе ЭВМ в единый борто­вой комплекс, кото­рый обеспечивает продолжительность пребывания "Бу­рана" на орбите до 30 суток. Теплота, выделяемая бортовым оборудо­ванием, с помощью теп­лоносителя подводится к радиационным теплооб­менникам, установлен­ным на внутренней стороне створок грузового от­сека, и излучается в ок­ружающее пространство (в полете на орбите створки открыты).


Геометрические и весовые характеристики. Длина "Бурана" со­ставляет 35,4 м, высота 16,5 м (при выпущенном шасси), размах крыла около 24 м, площадь крыла 250 квадратных метров, ширина фюзеляжа 5,6 м, высота 6,2 м; диаметр грузового отсека 4,6 м, его длина 18 м. Старто­вая масса ОК до 105 т, масса груза, доставляемого на орбиту, до 30 т, воз­вращаемого с орбиты - до 15 т. Максимальный запас топлива до 14 т. Большие габаритные размеры "Бурана" затрудняют ис­пользование назем­ных средств транспортировки, поэтому на космодром он (так же, как и блоки РН доставляется по воздуху модифицированным для этих целей самолетом ВМ – Т экспериментального машинострои­тельного завода им. В.М. Мясищева (при этом с "Бурана" снимается киль и масса доводится до 50 т) или многоцелевым транспортным самолетом Ан-225 в полностью собранном виде.


Выведение на орбиту. Запуск "Бурана" осуществляется с помощью универсальной двухступен­чатой РН «Энергия», к центральному блоку ко­торой крепится пирозам­ками ОК. Двигатели 1-й и 2-й ступеней РН запус­каются практически одно­временно и развивают суммарную тягу 34840 кН при стартовой массе РН с "Бураном" около 2400 т (из них около 90% со­ставляет топ­ливо). В первом испытательном пуске беспилотного варианта ОК, состо­явшемся на космодроме Байконур 15 ноября 1988 года, РН "Энер­гия" вы­вела ОК за 476 сек. на высоту около 150 км (блоки 1-й сту­пени РН отде­лились на 146-й сек. на высоте 52 км). После отделения ОК от 2-й ступени РН был осуществлен двукратный запуск его двигателей, что обес­печило необходимый прирост скорости до достижения первой кос­мической и вы­ход на опорную круговую орбиту. Расчетная высота опор­ной орбиты "Бу­рана" составляет 250 км (при грузе 30 т и заправке топли­вом 8 т). В пер­вом полете "Буран" был выведен на орбиту высоту 250,7/260,2 км (наклон орбиты 51,6) с периодом обращения 89,5 мин. При заправке топливом в количестве 14 т возможен переход на орбиту высо­той 450 км с грузом 27 т. При отказе на этапе выведения одного из мар­шевых ЖРД 1-й или 2-й ступени РН ее ЭВМ "выбирает" в зависимости от набранной высоты либо варианты выведения ОК на низкую орбиту или на одновитковую траекто­рию полета с последующей посадкой на одном из запасных аэродромов, либо вариант выведения РН с ОК на траекторию возврата в район старта с последующим отделением ОК и посадкой его на основной аэродром. При нормальном запуске ОК 2-я ступень РН, ко­неч­ная скорость которой меньше первой космической, продолжает полет по баллистической траек­тории до падения в Тихий океан.


Возвращение с орбиты. Для схода с орбиты ОК разворачивается дви­гателями газодинамического управления на 180 (хвостом вперед), после чего на непродолжительное время включаются основные ЖРД и сооб­щают ему необходимый тормоз­ной импульс. ОК переходит на траекто­рию спуска, снова разворачивается на 180 (носом вперед) и выполняет планирование с большим углом атаки. До высоты 20 км осуществляется совместное газодинамическое и аэроди­намическое управление, а на за­ключительном этапе полета используются только аэродинамические ор­ганы управления. Аэродинамическая схема "Бурана" обеспечивает ему достаточно высокое аэродинамическое каче­ство, позволяющее осущест­вить управляемый планирующий спуск, вы­пол­нить на трассе спуска бо­ковой маневр протяженностью до 2000 км для выхода в зону аэродрома посадки, произвести необходимое предпо­садоч­ное маневрирование и со­вершить посадку на аэродром. В то же время конфигурация ЛА и приня­тая траектория спуска (крутизна плани­рования) позволяют аэродинамиче­ским торможением погасить скорость ОК от близкой к орбитальной до посадочной, равной 300 - 360 км/ч. Длина про­бега составляет 1100 - 1900 м, на пробеге используется пара­шют. Для расширения эксплуатационных возможностей "Бурана" преду­сматрива­лось использование трех штатных аэродромов посадки (на кос­модроме (ВПП посадочного комплекса дли­ной 5 км и шириной 84 м в 12 км от старта), а также в восточной и запад­ной частях страны). Комплекс радио­технических средств аэродрома соз­дает радионавигационное и радио­ло­кационное поля (радиус последнего около 500 км), обеспечиваю­щие дальнее обнаружение ОК, его выведение к аэродрому и всепогодную вы­сокоточную (в том числе автоматическую) посадку на ВПП. Первый испытательный полет беспилотного варианта ОК завершился по­сле выполнения немногим более двух витков вокруг Земли успешной автоматической посадкой на аэродром в районе космо­дрома. Тормозной импульс был дан на высоте Н=250 км, на расстоянии около 20000 км от аэродрома приземления, боковая дальность на трассе спуска составила около 550 км, отклонение от расчетной точки касания на ВПП оказалось равным 15 м в продольном направлении и 3 м от оси по­лосы.

Разработка ОК "Буран" продолжалась более 10 лет. Первому запуску предшествовал большой объем научно-исследовательских и опытно-кон­структорских работ по созданию ОК и его систем с обширными теорети­ческими и экспериментальными исследованиями по определению аэро­динамических, акустических, теплофизических, прочностных и других характеристик ОК, моделированием работы систем и динамики полета ОК на полноразмерном стенде оборудования и на пилотажных стендах, разработкой новых материалов, отработкой методов и средств автомати­ческой посадки на самолетах - летающих лабораториях, летными испыта­ниями в атмосфере пилотируемого самолета-аналога (в моторном вари­анте) БТС-02, натурными испытаниями теплозащиты на эксперименталь­ных аппаратах БОР-4 и БОР-5, выводившихся на орбиту и возвращаемых с нее методом аэродинамического спуска, и т. д.


История создания ОК "Буран"

Работы по созданию крылатых космических кораблей в Советском Союзе имеют свою историю. Идея использовать крылья на возвращаемом кос­мическом аппарате возникла сразу же с началом полетов в космос. Это обуславливалось желанием использовать потенциальные возможности земной атмосферы (в первую очередь, управляемое торможение и точное маневрирование) и тем авиационным заделом, с которым первые ракет­чики пришли в космонавтику. Поэтому наличие крыльев на спускаемом аппарате, движущимся в атмосфере, выглядело простым и логичным.

С.П.Королев считал парашютную посадку бесперспективной, и потому, по его заказу, параллельно с Востоком, лапоток проектировал П.В.Цыбин. Машина задумывалась классической аэродинамической схемы, с трапе­циевидным крылом и нормальным хвостовым оперением. Свое полуофи­циальное название аппарат получил из-за характерной формы фюзеляжа, в аэродинамическую тень которого несущие плоскости убирались при входе в плотные слои атмосферы. По способу выведения (на 3-ступенча­той Р-7, семерке), массе и решаемым задачам лапоток был бы аналогич­ным Востоку. (Справа - первый советский "челнок" - "лапоток" С.П.Королева и П.В.Цыбина: стартовая масса 4,7 т; экипаж 1 чел.; про­должительность полета до 27 ч; длина 9,4 м; размах крыла 5,5 м; высота по оперению 4 м; ширина фюзеляжа 3 м.) Рассматривалась даже возмож­ность катапультирования космонавта непосредственно перед посадкой на ВПП. Однако быстро выяснился масштаб трудностей, встающих при соз­дании крылатых космических аппаратов. Например, планирующий вход в атмосферу требовал точнейшей ориентации изделия, а соответствующие приборы появились значительно позже первых полетов... Кроме того, по теплозащите схема оказалась неоптимальной. После этого ракетчики к крылатым аппаратам охладели. С 1958-го воздушно-космический самолет (ВКС) проектировался в ОКБ-23 В.М.Мясищева. Масса та же под се­мерку. Схема уже бесхвостка, с треугольным крылом большой площади. Конкретный же облик неоднократно менялся, известно минимум три ва­рианта. В последнем из них Владимир Михайлович впервые предложил применить керамическую плиточную теплозащиту, но... в 1960-м Мяси­щева отправили руководить ЦАГИ, ОКБ-23 стало филиалом фирмы В.Н.Челомея. Тогда же ракетопланами занялся и сам Владимир Николае­вич, его ОКБ-52. Уже в 1961-м прошли испытательные пуски аппарата, названного МП-1 (первый пуск 21.03.1963 с использованием баллистиче­ской ракеты "Р-12"). 1,8-метровый конус массой 1,75 т, управлялся на ги­перзвуковых скоростях восемью аэродинамическими щитками. Баллисти­ческая ракета поднимала образец на 405 км, в атмосферу он входил в 1760 км от места старта со скоростью 3,8 км/с. Два года спустя испытания прошел М-12 такой же конус, но с четырьмя стабилизаторами. По резуль­татам этих пусков ОКБ-52 представило проект 6,3-тонного беспилотного ракетоплана Р-1, оснащенного М-образным складным (средняя часть вверх, концы вниз) крылом переменной стреловидности, и его пилоти­руемого варианта Р-2. Перегрузка на спуске должна была составить всего 3,5-4 g, в отличие от 9-11 g на СА Восток. Сделали уже макеты машин, но после снятия благоволившего к Челомею Н.С.Хрущева воздушно-косми­ческую тематику у ОКБ-52 отобрали. Занимался крылатыми кораблями и А.Н.Туполев, но пока о них известно крайне мало: опытный экземпляр беспилотного ВКС 130 был построен, а его пилотируемый вариант 136 должен был называться Красная звезда.

К 1965 г. из всех минавиапромовских программ осталась одна известная сегодня под названиями 50-50 и спираль, разрабатывавшаяся в ОКБ Ми­кояна под руководством Г.Е.Лозино-Лозинским.

ОК "Буран" задумывался как военная система. Вот как вспоминал об этом в 1994-м году директор головного в ракетно-космической промышленно­сти Центрального НИИ машиностроения Ю.А.Мозжорин:

Программа имеет свою предысторию. В 1972 г. Никсон объявил, что в США начинает разрабатываться программа Space Shuttle. Она была объяв­лена как национальная, рассчитанная на 60 пусков челнока в год, предполагалось создать 4 таких корабля; затраты на программу планиро­вались в 5 миллиардов 150 миллионов долларов в ценах 1971 г. В даль­нейшем они конечно подросли, как и у всех бывает, достигли 13 милли­ардов 400 миллионов долларов. Программа была серьезная, поскольку создавались 4 стартовых комплекса, на базе Ванденберг и на мысе Кен­неди, создавались специальные производства.

Челнок выводил на околоземную орбиту 29,5 т, и мог спускать с орбиты груз до 14,5 т. Это очень серьезно, и мы начали изучать, для каких целей он создается? Ведь все было очень необычно: вес, выводимый на орбиту при помощи одноразовых носителей в Америке, даже не достигал 150 т/год, а тут задумывалось в 12 раз больше; ничего с орбиты не спускалось, а тут предполагалось возвращать 820 т/год... Это была не просто про­грамма создания какой-то космической системы под девизом снижения затрат на транспортные расходы (наши, нашего института проработки по­казали, что никакого снижения фактически не будет наблюдаться), она имела явное целевое военное назначение.

И действительно, в это время начали говорить о создании мощных лазе­ров, лучевого оружия, оружия на новых физических принципах, которое теоретически позволяет уничтожать ракеты противника на расстоянии в несколько тысяч километров. Как раз вот создание такой системы и пред­полагалось для отработки этого нового оружия в космических условиях.

Слова Юрия Александровича подтверждает заместитель Главного конст­руктора МКС Буран В.М.Филин:

Необходимость создания отечественной многоразовой космической сис­темы как средства сдерживания потенциального противника была выяв­лена в ходе аналитических исследований, проведенных Институтом про­блем машиноведения АН СССР и НПО Энергия в период 1971 75 гг. Было показано, что США, введя в эксплуатацию свою многоразовую сис­тему Space Shuttle, смогут получить решающее военное преимущество в плане нанесения превентивного ракетно-ядерного удара по жизненно-важным объектам на территории нашей страны.

В решениях НТС Министерства общего машиностроения и Министерства обороны ставилась задача: исключить возможную техническую и воен­ную внезапность, связанную с появлением у потенциального противника многоразовой транспортной космической системы Space Shuttle принципи­ально нового технического средства доставки на околоземные орбиты и возвращения на Землю значительных масс полезных грузов.

Первый вариант отечественного ответа на американский вызов выглядел следующим образом: достаточно традиционная схема, включающая двух­ступенчатый носитель с пакетным разделением ступеней, в верхней части которого размещался транспортный корабль.

Облик носителя в существующем виде определился тоже далеко не сразу, и пакетная его компоновка не случайна. Возглавивший в 1975 г. ведущую ракетно-космическую фирму страны, получившую тогда же название НПО Энергия, академик В.П.Глушко весьма благоволил к концепции уни­версальной системы из множества стандартных ракетных блоков. Между тем, пятнадцатью годами раньше, в начале разработки легендар­ной Н1, такую схему исследовал Королев и отказался от нее как от самой неэффективной по массе. С другой стороны, реализованный Сергеем Павловичем моноблочный вариант, во-первых, требовал сложных, долгих и дорогих наземных испытаний. Во-вторых, главное он исключал пере­возку готовых блоков с заводов в Москве, Днепропетровске и Куйбышеве на космодром; на Байконуре пришлось бы строить новый гигантский производственный комплекс. Для будущих программ это, может быть, было и приемлемо, но военных категорически не устраивало. Победил компромисс.

Корабль должен был состоять из трех частей: носовой (конической), с ка­биной экипажа и рулевыми двигателями, средней (цилиндрической), с объемистым грузовым отсеком, и кормовой, с двигателями довыведения, орбитального маневрирования и топливом для них. В атмосферу аппарат должен был входить вперед коническим носом, с некоторым углом атаки этого достаточно, чтобы на тех скоростях получить определенное аэроди­намическое качество, скользящий управляемый спуск. Посадка же пред­полагалась по парашютно-ракетной системе, на выдвижные опоры-амор­тизаторы.

Предложенная схема имела колоссальное преимущество, отсутствовали крылья, большую часть времени бывшие паразитной массой. К достоин­ствам предложенной схемы можно также отнести следующее:

  • имелся серьезный практический задел по спускаемым аппаратам с небольшим аэродинамическим качеством (КК "Союз", боеголовки баллистических ракет);

  • имелись и давно использовались в Воздушно-десантных войсках сложные парашютные системы (с тормозными РДТТ), позволяю­щие осуществлять мягкую посадку тяжелых объектов;

  • снимались жесткие требования по точности приземления;

  • отпадала необходимость в дорогой и сложной наземной инфраструк­туре (в первую очередь аэродромов);

  • конструкция космического корабля без крыльев и оперения по срав­нению с крылатым ОК конструктивно является более простой и легкой при равной прочности, имеет меньшую омываемую пло­щадь (что снижает массу теплозащиты), более простые алгоритмы управления, что в конечном итоге приводит к большей эффектив­ности в эксплуатации

А к главному недостатку малую дальность бокового маневра при спуске. Нужна же была большая, что диктовалось элементарным соображением: в отличие от американцев с их раскиданными по всему миру авиабазами (а аварийные полосы для Шаттла сооружены по всему миру, от острова Пасхи до Марокко), у нас была только территория СССР - много, но не­достаточно. И только три полосы (на Байконуре, в Крыму и у озера Ханка на Дальнем Востоке)... Сесть же на них нужно было с любого витка!

Проблему пытались решить: корпус корабля стал в сечении треугольным, однако это были полумеры. В общем, схема однокилевой бесхвостки с переменной стреловидностью передней кромки крыла напрашивалась, но решающим фактором стала не аэродинамика. Как раз здесь сказалось по­ложение догоняющих: к этому времени облик американской системы по­сле многократных изменений был, наконец, утвержден. И сработало клас­сическое, увы, в нашей оборонке мнение: американцы не глупее, делайте, как у них!

Промежуточный вариант ОК "Буран" предусматривал установку воздушно-реактивных двигателей (ВРД). Это обуславливалось следую­щим: в связи с тем, что все аэродромы для посадки "Бурана" расположены на территории бывшего СССР, в течение суток возникало достаточно много витков, посадка с которых невозможна. Из этой ситуации могло быть два принципиальных выхода: расширить количество аэродромов (но "Буран" создавался как военный объект, а стратегические союзники были расположены "компактно" к границам СССР, Куба же была слишком близка к территории потенциального противника), либо повысить энерго­вооруженность атмосферного участка за счет установки ВРД. Конструкторы выбрали второй путь.

В дальнейшем (по техническим причинам) от использования на штатном ОК "Буран" ТРД в конце концов, отказались (испытав воздушно-реактив­ную двигательную установку в реальных атмосферных полетах самолета-аналога БТС-002), однако в связи с тем, что изготовление и оборудование летных образцов (первой серии) уже шло полным ходом, конструктивно-силовую схему планера менять было поздно и ниши в ХЧФ под установку двигателей зашили панелями обшивки и закрыли гибким теплозащитным покрытием.

После необходимых доработок, транспортировки на космодром, испыта­ний и подготовки к старту, напряженный труд десятков тысяч людей завер­шился триумфом 15 ноября 1988 года.

Основные характеристики МКС "Энергия-Буран"

Орбитальный корабль "Буран":


РН "Энергия" (МКС в целом):

Характеристики

Зна­чение


Характеристики

Зна­чение

Максимальная стартовая масса (в первом полете), т

105 (79,4)


Стартовая масса МКС, т

2375*

в т.ч.: запас окислителя (кислород), т

10,4


Масса ракеты-носителя, т

2270

запас горючего (циклин), т

4,1


первая ступень (блок "А", 4 шт.), т

1490,4

Масса полезного груза, выводи­мого в ОК на орбиту H=200 км:



в т.ч.: запас окислителя (кисло­род), т

886,8

с наклонением i=50.7 , т

30


запас горючего (керосин РГ-1), т

341,2

с наклонением i=97 , т

16


вторая ступень (блок "Ц", 1 шт.), т

776,2

Посадочная масса ОК:



в т.ч.: запас окислителя (кисло­род), т

602,3

номинальная, т

82