На главную сайта   Все о Ружанах

Государственное конструкторское бюро "Южное" им. М.К. Янгеля

Ракеты и космические аппараты
конструкторского бюро "Южное"


Под общ. ред. С. Н. Конюхова

©ГКБ "Южное" им. М. К. Янгеля, Днепропетровск, 2000

Наш адрес: ruzhany@narod.ru

ЧАСТЬ 2
КОСМИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ

КОСМИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ,
СДАННЫЕ В ЭКСПЛУАТАЦИЮ

Период с 1 июля 1957 г. по 31 декабря 1958 г. ООН объявила Международным геофизическим годом. На состоявшемся накануне очередном Международном астронавтическом конгрессе значительная часть докладов была посвящена проблемам создания ИСЗ и открывающимся при этом перспективам. Официальным сообщением правительство США в 1955 г. объявило о намерениях своей страны решить эту задачу в МГГ. С этого времени началось негласное соревнование стран по осуществлению запуска первого ИСЗ. При этом США возлагали свои надежды на проект "Авангард", а СССР — на МБР Р-7, которая готовилась к выходу на летные испытания. В 1956 г. министр оборонной промышленности СССР Д. Ф. Устинов предложил ОКБ-586 проработать возможность запуска ИСЗ на ракете Р-12, которая в то время была после ракеты Р-7 наиболее энергетически мощной среди ракет, близких к завершению разработки. Проработка показала, что для решения задачи была нужна как минимум еще одна ступень ракеты, а отработанного двигателя с необходимыми характеристиками у разработчиков двигателей не было.

После успешного запуска ракетой Р-7 первого в мире советского ИСЗ интерес к работам ОКБ-586 в этом направлении у министерства отпал. Но ОКБ-586 не желало оставаться на задворках начинающейся космической эры и продолжало теперь уже инициативный поиск.

В 1958 г. ОКБ-456 для III ступени ракеты "Восток" разработало проект двигателя РД-119 с удельной тягой, долгое время остававшейся лучшей среди современных ему двигателей. Но ОКБ-1 установило на ракету "Восток" более отработанный воронежский двигатель РД-0109 на кислородно-керосиновом топливе, используемом на базовой для PH "Восток" ракете Р-7, поэтому двигатель РД-119 оказался невостребованным. Этот двигатель ОКБ-586 и использовало для II ступени своего будущего космического носителя.

В США между тем началось систематическое изучение околоземного космоса с помощью небольших ИСЗ, запускаемых различными многоступенчатыми ракетными системами. В СССР такая работа не проводилась, поскольку уникальная ракета Р-7 ис-пользовалась при создании космических носителей для осуществления пионерских приоритетных полетов к Луне, ближайшим планетам и подготовки к полету человека в космос. Поэтому предложение ОКБ-586 о создании двухступенчатой ракеты-носителя 63С1 на базе серийной ракеты 8К63 было незамедлительно поддержано Академией наук и Министерством обороны СССР, заинтересованных в таком инструменте для своих практических задач.

Плодотворная идея создания PH путем использования боевых ракет нашла в ОКБ-586 свое воплощение в проектных проработках семейства PH на базе своих находящихся в разных стадиях разработки боевых ракет. ОКБ-586 присвоило им обозначения: 64С2, 65СЗ, 66С4 и 67С5, где первые две цифры указывали на индекс базовой ракеты, а вторые две — порядковый номер космической ступени. Использование ракеты 8К64 для космических целей не было одобрено в связи с острой неудовлетворенной потребностью в боевых МБР в тот период. Разработка ракеты 8К66 была прекращена. ОКБ-586 поручили разработать только PH 65СЗ, получившую позднее индекс 11К65 (11К65М). Идея ракеты 67С5 несколько лет спустя реализовалась в виде PH 11К68.

Все PH, разработанные КБ "Южное", были приняты на вооружение в составе КРК со своими основными серийно изготавливаемыми КА. Как правило, эти КРК входили в более крупную организационную структуру-систему, включающую центры управления полетом КА, приема информации, ее обработки и анализа. Но это не исключало проведения на ракетах КБ "Южное" по отдельным заказам пусков единичных ИСЗ в целях научных исследований, мониторинга и международного сотрудничества по программам "Космос", "Интеркосмос" и др.

КОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС "РАДУГА" (К11К63) РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ 11К63, (63С1, "КОСМОС") (SL-7)


Компоновка
ракеты 11К63

PH 11К63 является первой PH, созданной КБ "Южное" путем установки на одноступенчатую боевую ракету 8К63 дополнительной ступени. PH 11К63 относится к PH легкого класса и предназначалась для запуска КА на низкие околоземные орбиты.

Технические особенности PH 11К63

Конструкция топливных и сухих отсеков II ступени аналогична соответствующим отсекам I ступени.

II ступень снабжена двигателем РД-119. Двигатель запускается поджигом порохового заряда газогенератора, раскручивающего турбину насосов. Топливо в КС зажигается пиротехническим устройством. Двигатель разработан ОКБ-456.

Ступени ракеты стыкуются посредством трубчатой соединительной фермы, к нижнему поясу которой закреплена коническая тепловая защита. Разделение ступеней проходит по "горячей" схеме, при этом ферма с тепловой защитой отделяется вместе с I ступенью. КА размещается на II ступени под ГО, сбрасываемым на участке выведения КА на орбиту после прохождения плотных слоев атмосферы.

С целью увеличения количества НДМГ, заправляемого в бак II ступени, производится его предварительное охлаждение до -45°С. Наддув баков II ступени — "горячий" и обеспечивается устройствами двигателя РД-119. Бак "О" наддувается продуктами испарения кислорода в теплообменнике, встроенном в выхлопной патрубок турбины. Бак "Г" наддувается газом, образующимся при смешивании части генераторного газа с НДМГ.

Автономная система управления разработана ОКБ-692.

Основные технические характеристики PH 11К63

Масса полезного груза, выводимого на орбиту высотой 200 км, кг до 450
Число ступеней 2
Общая длине, м 30
Длина II ступени, м 8,5
Диаметр ступеней, м 1,652
Стартовый вес, тс 49,4
Двигательные установки:
    — I ступени 4-камерный ЖРД
    — II ступени однокамерный ЖРД
Компоненты топлива:
    — I ступени: — окислитель АК-27И
    — горючее ТМ-185
    — пусковое горючее ТГ-02
    — соотношение компонентов 3,97
    — II ступени: — окислитель жидкий кислород
    — горючее НДМГ
    — соотношение компонентов 1,5
Тяга ДУ I ступени (на земле/в пустоте), тс 64/74,15
Тяга ДУ II ступени (в пустоте), тс 10,8
Удельный импульс, с:
    — ДУ I ступени (на земле/в пустоте) 227/263
    — ДУ II ступени (в пустоте) 352
Продолжительность работы, с:
    — ДУ I ступени 140
    — ДУ II ступени 260
Система управления автономная, инерциальная
Исполнительные органы СУ:
    — на I ступени графитовые газовые рули в струе ЖРД
    — на II ступени неподвижные рулевые сопла ДУ с газораспределителями (3 пары)
Время подготовки ракеты, ч:
    — на техническом комплексе ~34
    — на стартовом комплексе ~12

Ход разработки и эксплуатации

В 1959 г. были разработаны ЭП ракеты и программа ее использования для космических исследований и прикладных оборонных задач. В 1960 г. разрешено изготовить 10 ракет и запустить на них различные, не повторяющиеся по задачам и составу аппаратуры ИСЗ. Запуск должен был осуществляться с временного экспериментального шахтного старта на 4ГЦП.

Ракета 11К63 — это единственная отечественная PH, на которой с шахтным вариантом ПУ был реализован "вертикальный" способ сборки ступеней ракеты непосредственно на стартовом столе. В США этот способ распространен достаточно широко.

Первый пуск PH был произведен 27 октября 1961 г., но оказался аварийным. Первый успешный пуск PH осуществлен 16 марта 1962 г.

Только после завершения пусков опытной партии, показавших несомненную полезность выведенных на орбиты ИСЗ, в ноябре 1962 г. принимается решение об организации серийного изготовления второй PH СССР и создании для нее стационарного открытого старта с башней обслуживания. Ракета получила индекс 11К63, а в средствах информации — название "Космос".

Первая серия пусков (37 ракет) произведена из существующих ШПУ ракеты 8К63У на космодроме Капустин Яр (разработчик стартового оборудования — КБ общего машиностроения), начиная с октября 1965 г., последующие серии — со специально построенного наземного СК "Радуга" на космодроме Плесецк. СК был разработан КБ транспортного маши-ностроения. Первый пуск с этого СК состоялся 16 марта 1967 г.

Ракета 11К63 стала первой советской массовой PH, изготавливаемой серийно и принятой на вооружение комплексом в составе: ракета-носитель, стартовое устройство и космический аппарат. Комплекс К11К63 был принят с ракетой 11К63, СК "Радуга" и юстировочным ИСЗ, разработанным КБ "Южное" в интересах системы ПРО.

Всего было произведено 165 пусков PH, из них 143 успешных. С помощью PH "Космос" запускались ИСЗ серий "Космос" (с 16.03.62 г.) и "Интеркосмос" (с 14.10.69 г.), она эксплуатировалась до 18 июня 1977 г. (последний пуск).

КОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС "ВОСХОД" (К11К65)
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ 11К65, 11К65М, (65СЗ, "КОСМОС-2") (SL-8)


Вариант ракеты 11К65М (К65МР)
на технической позиции

Необходимость разработки новой PH была вызвана постоянно возрастающей потребностью регулярного выведения на орбиты ИСЗ КА различного назначения в интересах народного хозяйства, науки и обороны страны (связь, метеорология, навигация, разведка и др.).

Использование для этих целей мощной PH 11А57 (SL-1) или легкой 11К63 (SL-7) было или экономически нецелесообразным, или не обеспечивало решения задачи по энергетическим возможностям.

Третья PH СССР разработана на базе ракеты стратегического назначения 8К65 в соответствии с постановлением правительства от 30.10.61 г.

Технические особенности PH 11К65,11К65М


PH 11К65М
на пусковом столе

Трансформация боевой ракеты в PH была осуществлена путем установки на частично доработанную I ступень разработанной вновь II ступени. Ступени соединяются последовательно через цилиндрический переходный отсек, в обечайке которого имеются вырезы для выхода газов, истекающих из рулевых сопел ДУ II ступени при разделении ступеней. Топливный отсек II ступени — единый с промежуточным днищем, разделяющим его на полости "О" и "Г". ДУ II ступени крепится непосредственно к нижнему коническому днищу топливного отсека. Приборный отсек размещается над топливным отсеком. На него опираются рама для полезного груза и ГО, сбрасываемый на высоте 75 км. КА размещаются под ГО. По бокам II ступени установлены два навесных блока топливных баков, обеспечивающих питание системы малой тяги и работу основного ЖРД при втором включении.

Компоненты топлива I и II ступеней — самовоспламеняющиеся.

II ступень снабжена двигателем 11Д49 (С5.23), разработанным ОКБ-2.

Характерной особенностью PH является возможность работы двигателя II ступени на трех режимах:

I — основной. На этом режиме двигатель в полете может работать дважды. Двукратный запуск основного двигателя был разработан в Советском Союзе впервые. При выведении ИСЗ на высокие круговые орбиты первое включение двигателя формирует траекторию промежуточной орбиты в апогее. Второе включение двигателя переводит II ступень с ИСЗ на круговую орбиту.

II — режим работы рулевых камер. Используется для стабилизации полета ракеты до, во время и после работы двигателя на первом режиме.

III — режим малой тяги. Используется для ориентации ракеты и создания незначительных ускорений, обеспечивающих возможность повторного запуска двигателя на основной режим.

В СУ PH, разработанной ОКБ-692, впервые применены электронные счетно-решающие приборы, обеспечивающие более точное выведение ИСЗ на заданные орбиты (~ 40 км — по высоте, ~30 с — по периоду обращения).

PH может выводить на орбиту одновременно до восьми КА.

Основные технические характеристики PH 11К65,11К65М

Масса полезного груза, выводимого на круговые орбиты высотой от 200 до 2000 км, кг до 1500
Число ступеней 2
Общая длина, м 32,4
Длина II ступени, м 9,9
Диаметр ступеней, м 2,4
Стартовый вес, тс 109
Двигательные установки:  
    — I ступени 4-камерный ЖРД
    — II ступени однокамерный основной ЖРД и 4-сопловой рулевой ЖРД
Топливо I и II ступеней: жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами
    — окислитель АК-27И
    — горючее ндмг
Тяга ДУ I ступени (на земле/в пустоте), тс 151/177,5
Тяга ДУ II ступени (в пустоте), тс:  
    не I режиме 16
    на II режиме 0,55
    на III режиме 0,01
Удельный импульс ДУ II ступени (в пустоте) на I режиме, с 297
Продолжительность реботы ДУ II ступени, с:  
    на  I режиме:  
        — при первом включении 490
        — при повторном включении 15
    на III режиме 3800
Система управления автономная, инерциальная
Исполнительные органы СУ:
    — I ступени графитовые газовые рули в струе ЖРД
    — II ступени поворотные рулевые блоки рулевых сопел и системы малой тяги
Время подготовки ракеты:
    — на техническом комплексе, ч 35
    — на стартовом комплексе, ч 10

Ход разработки и эксплуатации

В апреле 1961 г. был разработан эскизный проект PH 65СЗ. Выпуск кон-структорской документации осуществлялся ОКБ-586 до осени 1962 г.

В связи с загруженностью работами по созданию ракет Р-36 и Р-56 раз-работка ракеты 65СЗ (11К65) была передана в ОКБ-10. Экспериментальная отработка и изготовление 10 летных ракет проводились совместно с ОКБ-10 при головной роли ОКБ-586. С 1970 г. ведение ракеты 11К65 в производстве и ее изготовление переданы в ПО "Полет" (г. Омск), которое модернизировало ракету, получившую индекс 11К65М.

ЛКИ ракеты 11К65 были начаты 18 августа 1964 г. на 5 НИИП с приспо-собленного старта (разработчик — КБ НКМЗ). Штатная эксплуатация осуществляется с 1967 г. с космодрома Плесецк и с 1973 г. — с космодрома Капустин Яр, где сооружены стационарные старты с подвижными башнями обслуживания разработки КБТМ (СК "Восход").

К 1999 г. было произведено более 500 пусков PH, запущено более 1000 КА, что является высшим показателем для всех отечественных PH. По оценкам американских специалистов, проводивших сравнительный анализ 18 типов PH легкого класса разных стран, в настоящее время это одна из самых надежных PH в мире в своем классе.

КОСМИЧЕСКИЕ РАКЕТНЫЕ КОМПЛЕКСЫ "ЦИКЛОН"


Компоновка ракеты 11К67

Во второй половине 60-х годов в СССР разрабатываются космические системы морской разведки и противокосмической обороны. Первоначально в этих системах в качестве средств выведения предполагалась ракета УР-200. После прекращения разработки ракеты УР-200 средства выведения ИСЗ этих систем было поручено создать с использованием боевой ракеты, разработанной КБ "Южное" в баллистическом (8К67) и орбитальном (8К69) вариантах.

Боевая ракета 8К69 без орбитальной ГЧ по существу уже являлась космической PH, но в тот период летные испытания ракеты 8К69 только начались, а 8К67 уже изготавливалась серийно. Поэтому, ввиду срочности задания, ЭП PH был разработан на базе обоих вари-антов боевой ракеты, соответственно получивших обозначение 11К67 и 11К69. Это позволило начать ЛКИ новой PH в варианте 11К67 с ИСЗ систем разведки и ПКО почти на два года раньше. В постоянную штатную эксплуатацию в составе системы разведки принималась уже только PH 11К69.

Однако возможности двухступенчатой PH по выведению ИСЗ на средневысотные и эллиптические орбиты были ограничены. Поэтому КБ "Южное" вышло с предложением о разработке на базе ракеты 8К69 трехступенчатой PH 11К68 для запусков ИСЗ систем "Целина", "Метеор" и др. Постановление правительства на разработку такой PH вышло 02.01.70 г., а ее создание завершилось в январе 1980 г.

КОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС "ЦИКЛОН-2" (К11К69) РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ 11К69 (11К67) (SL-10, SL-11)

PH 11К69 (предшествующий ей первоначальный вариант — PH 11К67) представляет собой двухступенчатую ракету легкого класса и предназначена для запуска КА различного назначения на низкие круговые и эллиптические околоземные, в том числе незамкнутые, ор-биты. PH используется для запуска КА в интересах МО РФ.

Технические особенности PH 11К69 (11К67)

PH разработана на базе МБР 8К69 (8К67).

ДУ I ступени состоит из трех двухкамерных основных двигателей разработки КБЭМ и четырехкамерного рулевого двигателя разработки КБ "Южное". На II ступени PH установлен основной двухкамерный двигатель разработки КБЭМ и рулевой четырехкамерный двигатель разработки КБ "Южное".

СУ — разработки КБ "Электроприбор". СУ PH 11К67 и 11К69 различаются составом приборов.

Разделение ступеней обеспечивается за счет создания ускорения II ступени работой рулевого двигателя и торможения отделяющейся части I ступени срабатыванием ТТРД.

Наддув топливных баков PH осуществляется продуктами сгорания самих компонентов топлива.

Впервые в истории ракетной техники был создан КРК с полной автоматизацией предстартового цикла подготовки PH, что явилось результатом большого объема научно-исследовательских работ.

КРК К11К69 разработан КБ "Южное" совместно с КБ транспортного машиностроения (стартовый комплекс, помещение подготовки PH и др.) и КБ "Электроприбор" (системы подготовки и управления).

Была разработана оригинальная технология подготовки PH к пуску с использованием специально разработанного ТУА, который оснащен агрегатами автоматической стыковки пневмо-, гидро-, и электрокоммуникаций с соответствующими коммуникациями ПУ в процессе наезда на них ТУА.

Недостатком КРК К11К69 можно считать наличие узлов разового действия и необходимость присутствия обслуживающего персонала возле PH в случае отмены пуска.

Основные технические характеристики КРК К11К69 и PH 11К69

Масса полезного груза, выводимого на орбиты, кг 1500-5000
Тип старта наземный, автоматизированный
Пусковая установка стартовый стол с шестискатным газоотражателем
Уровень автоматизации предстартовой под готовки и пуска PH 100%
Время, необходимое для пуска PH после пристыковки КА, ч 20
Стартовый вес PH, тс 183
Количество ступеней 2
Габаритные размеры PH, м:
    — общая длине 39
    — диаметр 3
Топливо I и II ступеней жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами (АТ и НДМГ)
Характеристики ДУ I и II ступеней аналогичны ДУ ракеты 8К69
Система управления автономная, инерциальная
Исполнительные органы СУ аналогичны исполнительным органам СУ ракеты 8К69
Полетная надежность PH 1

Ход разработки и эксплуатации

КРК К11К69 размещен на космодроме Байконур (5 НИИП).

Начало разработки PH 11К69 — 1964 г. Первый пуск ее прототипа — PH 11К67 осуществлен 27 октября 1967 г., всего было 8 пусков.

Пуски штатных PH 11К69 производятся с 6 августа 1969 г. Эта ракета является своеобразным рекордсменом в истории ракетной техники: по состоянию на 1 января 2000 г. осуществлено 103 пуска PH 11К69, все успешные.

КРК К11К69 принят в постоянную штатную эксплуатацию:

— в составе системы "УС-А" в 1975 г.; — в составе системы "УС-П" в 1979 г.

КОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС "ЦИКЛОН-3" (К11К68) РАКЕТА-НОСИТЕЛЫ1К68 (SL-14)


Компоновка
ракеты 11К69

PH 11К68 представляет собой трехступенчатую ракету легкого класса для запуска КА различного назначения на низкие и средние круговые и эллиптические околоземные орбиты.

Технические особенности

Ракета разработана на базе МБР 8К69. I и II ступени (с учетом незначительных доработок) идентичны ступеням PH 11К69, III ступень — новая и разработана в ампульном варианте на базе двигателя КБ "Южное".

Важным качеством PH 11К68 является возможность двукратного запуска двигателя III ступени в условиях невесомости, что существенно расширяет возможности запуска КА на различные орбиты.

Наддув топливных баков III ступени осуществляется гелием из шаробаллона высокого давления. Топливный отсек III ступени выполнен в виде тороидального бака с промежуточным днищем, разделяющим полости "О" и "Г". Запуск ДУ III ступени в невесомости обеспечивают сетчатые разделители вблизи устройств забора топлива. Во внутренней полости, образованной топливным отсеком, размещен основной ЖРД.

Ill ступень PH пристыковывается ко II ступени через конический переходный отсек, к которому крепится ГО. В хвостовом отсеке III ступени размещаются исполнительные органы СУ и ЖРД малой тяги. В верхней части III ступени установлена приборная рама, к которой крепится КА.


Ракета 11К68 на
пусковом столе

Система управления PH 11К68 состоит из двух автономных систем: СУ I и II ступеней и СУ III ступени: первая — обеспечивает предстартовую подготовку, старт и управление движением PH до момента отделения III ступени, вторая — обеспечивает управление полетом на последующих участках выведения КА на орбиту. Связь между командными гироскопическими приборами систем управления осуществляется с помощью системы согласования осей, временная увязка работы систем обеспечивается путем обмена командами и сигналами. СУ I и II ступеней PH разработана КБ "Электроприбор", III ступени — Киевским радиозаводом.

Создание управляющих усилий по всем каналам управления на участках работы основного двигателя III ступени обеспечивается перепуском генераторного газа после турбины через неподвижные сопла с помощью системы газораспределения. На пассивных участках полета управляющие усилия создаются включением ЖРД малой тяги.

Разделение II и III ступеней — "холодное" и обеспечивается торможением корпуса отделяющейся части II ступени с помощью ТТРД.

Ill ступень и КА размещаются под ГО, который сбрасывается во время полета II ступени после прохождения плотных слоев атмосферы. Для отделения КА используется энергия восьми пружинных толкателей.


Компоновка
ракеты 11K68

Основные технические характеристики
КРК К11К68 и PH 11К68

Масса полезного груза, выводимого на круговые и эллиптические орбиты, кг до 4000
Т ип старта наземный, автоматизированный
Пусковая установка стартовый стол с односкатным газоотражателем
Уровень автоматизации предстартовой подготовки и пуска PH 100%
Время, необходимое для пуска PH после пристыковки КА, ч 20
Стартовый вес PH, тс 187
Количество ступеней 3
Общая длина, м 39,3
Диаметр, м:  
    — I и II ступеней 3
    — ГО 2,7
Топливо на всех ступенях жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами (АТ и НДМГ)
Характеристики ДУ I и II ступеней аналогичны ДУ PH 11К69
Характеристики ДУ III ступени:  
    — тяга.тс 7,96
    — удельный импульс, с 314,4
    — соотношение компонентов 2,1
    — время работы, с:
    — при однократном запуске 118
    — при двукратном запуске 116
Система управления автономная, инерциальная
Исполнительные органы СУ:
    — на I и II ступенях аналогичны исполнительным органам СУ PH 11К69
    — на III ступени:
    — во время работы основного ЖРД 8 неподвижных рулевых газовых сопел
    — после отделения III ступени до запуска основного двигателя и во время полета перед его повторным запуском ЖРД малой тяги (8 камер) СУОС и 2 камеры для создания осевой перегрузки (все камеры неподвижные)
Точность выведения КА:
    — на круговую орбиту высотой 600 км:
    — по высоте орбиты, км ±15
    — по периоду обращения, с ±5
    — на круговую орбиту высотой 1500 км:
    — по высоте орбиты, км ±25
    — по периоду обращения, с ±12

Ход разработки и эксплуатации

КРК К11К68 разработан КБ "Южное" совместно с КБТМ (стартовый комплекс, МИК, пристартовое хранилище и др.), КБ "Электроприбор" и КРЗ (системы подготовки и управления) и размещен на космодроме Плесецк.

Разработка КРК К11К68 начата в 1966 г., а первый пуск PH осуществлен 24 июня 1977 г.

КРК К11К68 принят в постоянную штатную эксплуатацию:

— в составе системы "Метеор" в 1969 г.;

— в составе системы "Целина-Д" в 1970 г.

По состоянию на май 2000 г. было осуществлено 117 пусков PH 11К68, на различные орбиты были выведены КА более десяти наименований.


Яндекс.Метрика