Основные характеристики РКН «Зенит-3SLБ»

Наименование показателя	Значение
Стартовая масса ракеты космического назначения (при выведении ПГ массой 3,6 т), т	~ 466,25
Масса полезного груза (включая средства установки и отделения КА), кг: при выведении на переходную к геостационарной орбиту с недобором скорости до ГСО 1500 м/с при выведении на геостационарную орбиту при выведении на круговую орбиту (Hкр=10000 км и i=51,4°)	до 3600 до 1600 до 4830
Используемые компоненты топлива: окислитель; горючее	жидкий кислород нафтил
Количество ступеней	2 + РБ ДМ-SLБ
Используемые на РКН двигатели: блок I ступени РН блок II ступени РН: - маршевый - рулевой разгонный блок ДМ-SLБ	1 двигатель РД-171 1 двигатель РД-120 1 двигатель РД-8 1 двигатель 11Д58М
Длина ракеты космического назначения, м в том числе: длина ракеты-носителя «Зенит-2S», м диаметр ракеты-носителя «Зенит-2S», м длина космической головной части, м диаметр космической головной части, м	58 43,3 3,9 15,3 4,1

 

 

 

Космическая головная часть

Космическая головная часть с РБ ДМ-SLБ

 

Состав КГЧ

Cоставная часть КГЧ	Разработчик/изготовитель
Головной обтекатель	НПО им. С.А. Лавочкина
Разгонный блок	РКК «Энергия» им. С.П. Королёва
Космический аппарат	Фирма-разработчик КА
Переходная система: Переходной отсек Адаптер КА	РКК «Энергия» им. С.П. Королёва Фирма RUAG (Швеция)

 

Основные размеры КГЧ

Наименование показателя	Значение
Длина, мм	15300,0
Диаметр, мм	4100,0

 

 

Разгонный блок ДМ-SLБ

Разгонный блок (РБ) "ДМ-SLБ" создан на основе успешно используемого в программе "Морской старт" блока ДМ-SL разработки и изготовления РКК "Энергия" им. С.П. Королева.

Предназначен для выведения космических аппаратов различного назначения на высокоэллиптические, высококруговые (в том числе геостационарные) орбиты и отлетные (межпланетные) траектории.

Конструкция разгонного блока "ДМ-SLБ", используемого на ракете-носителе "Зенит-3SLБ", во многом сходна с конструкцией РБ "ДМ-SL" проекта "Морской старт" и является его адаптированным вариантом для "Наземного старта".

Разгонный блок, использующий в качестве компонентов ракетного топлива жидкий кислород и керосин, может производить до трех включений двигателя в течение миссии. Поэтому выведение космических аппаратов на геостационарную орбиту осуществляется по двух- или трехимпульсной схеме в зависимости от долготы точки стояния КА.

Основные характеристики РБ ДМ-SLБ

Наименование показателя	Значение
Масса конструкции блока, т	~2,9
Заправляемый запас топлива, т (керосин + жидкий кислород)	до 14,9
Маршевый двигатель с увеличенным сопловым насадком	11Д58М
Комбинированная двигательная установка стабилизации, ориентации и запуска (КДУ СОЗ): количество блоков двигателей количество блоков питания компоненты топлива заправляемый запас топлива, кг	2 1 АТ+НДМГ до 57,0
Масса ПГ, выводимая на ГСО, т (Нp / Нa = 4136 / 35786, км; i=23,2°) Недобор скорости до ГСО, м/с	до 3,6 1500
Масса ПГ, выводимая на ГСО, т	до 1,6

 

Переходная система

 

Стартовый комплекс "Зенит - СМ"

Стартовый комплекс предназначен для пусков РКН "Зенит-3SLБ", "Зенит-2SLБ" и обеспечивает установку ракеты на стартовый стол, полный комплекс предстартовой подготовки, заправку компонентами ракетного топлива, подготовку к пуску собранной РКН и пуск.

Стартовый комплекс включает в себя стартовое сооружение и командный пункт.

Стартовое сооружение предназначено для размещения пускового и другого технологического оборудования (в том числе электрического наземного вспомогательного оборудования КА), используемого для проведения пусковых операций.

Сооружение командного пункта предназначено для размещения наземной аппаратуры, обслуживаемой при проведении пусковых операций, а также для размещения персонала, непосредственно участвующего в предстартовой подготовке и пуске РКН, включая представителей Заказчика КА.

Основным преимуществом стартового комплекса является полностью автоматизированная подготовка РН, проходящая без участия обслуживающего персонала. Высокая степень автоматизации предпусковых и пусковых операций обеспечивает высокую надежность, качество выполнения и безопасность проведения операций с минимальным количеством обслуживающего персонала. Важным преимуществом является отсутствие заменяемых элементов после проведения пуска, что позволяет существенно сократить количество послепусковых работ и уменьшить время подготовки к следующему пуску.