Ракеты космического назначения «Зенит-ЗSLБ», «Зенит-ЗSLБФ» и «3eнит-2SLБ», в состав которых входят ракета-носитель «Зенит-2SБ», представляют собой семейство ракет на неток­сичных компонентах топлива (жидкий кислород и керосин), разра­ботанных в рамках проекта «Наземный старт» для запусков косми­ческих аппаратов с космодрома Байконур на низкие, средние и высокие круговые и эллиптические околоземные орбиты (в том числе переходную к геостационарной и геостационарную), а также на отлетные траектории.

Базовая ракета «Зенит-2» впервые запущена с космодрома Байконур в 1985 году.

Ракета разработана Государственным конструкторским бюро (ГКБ) «Южное» (Днепропетровск, Украина) и изготавливалась на ГП ПО «Южный машиностроительный завод» (Днепропетровск).

Носитель, созданный в рамках проекта «Наземный старт», имеет тот же технический облик, что и ракета для проекта «Морской старт», разработчиками сохранены все изменения и улучшения базовой ракеты «Зенит-2».

Всего с 28 апреля 2008 года по 26 декабря 2017 года было выполнено 11 пусков ракет-носителей «Зенит-2SБ» по программе «Наземный старт», на орбиты выведены 12 космических аппаратов.

Первый пуск ракеты в рамках проекта «Наземный старт» состо­ялся в апреле 2008 года.

В состав ракеты космического назначения «Зенит-ЗSLБФ» входят ракета-носитель (РН) «Зенит-2SБ80» (первая и вторая ступени) и космическая головная часть, содержащая космический аппарат, разгонный блок «Фрегат-СБ», головной обтекатель (ГО) и пере­ходный отсек (ПхО).

Впервые ракета-носитель «Зенит» применялась вместе с разгонным блоком «Фрегат» в январе 2011 года при выведении российского гидро­метеорологического геостационарного спутника «Электро-Л».

Разгонный блок «Фрегат-СБ» является модернизированным (с увеличенным запасом топлива) вариантом РБ «Фрегат», адапти­рованным для применения в ракетах более тяжелых и грузоподъ­емных, чем РН типа «Союз» (для которых изначально разрабаты­вался «Фрегат»), в частности таких, как «Зенит».

Головной обтекатель (ГО) предназначен для защиты космического аппарата и разгонного блока от воздействия окружающей среды с момента установки в комплексе подготовки полезной нагрузки до отде­ления головной части от ракеты на этапе выведения. ГО, разработан­ный НПО имени С. А. Лавочкина, представляет собой алюминиевую конструкцию длиной 10,4 м и максимальным диаметром 4,1 м.

Переходный отсек, также созданный НПО имени С. А. Лавочкина, служит для сопряжения космической головной части с ракетой- носителем.

Интеграция элементов космической головной части произво­дится в чистовой камере класса 100000 во время предстартовой подготовки.

Первая и вторая ступени ракеты-носителя (РН) аналогичны первой и второй ступеням РН проекта «Морской старт».

Ракета-носитель выполнена по тандемной схеме с поперечным делением ступеней. Управление полетом РН на начальном этапе производится с помощью отклонения камер маршевого двигателя первой ступени, а после ее отделения - с помощью специального рулевого двигателя.

Так же, как и «Зенит-ЗSL», ракета «Зенит», используемая в проекте «Наземный старт», содержит блок радиоэлектронного оборудова­ния для телеметрии, наведения и навигации как в двухступенчатом («3eнит-2SLБ»), так и в трехступенчатом («Зенит-3SLБ», «Зенит-3SLБФ») вариантах. Бортовые установки телеметрии Sirius пере­дают телеметрические данные по независимым радиоканалам на наземные станции, расположенные в России, а при выведении на солнечно-синхронную орбиту используется отдаленная станция на Аравийском полуострове. В случае с трехступенчатыми РН «Зенит» эти каналы дополняются блоком данных, поступающих с разгон­ного блока.

Конструкция обеих ступеней за счет высокого коэффициента заполнения (отношения массы топлива к общей массе ракеты), превышающего 90%, считается одной из самых эффективных в мире. В случае с первой ступенью это достигается по большей части с помощью мощного двигателя РД-171М и отсутствия боко­вых ускорителей.

Отсутствие боковых ускорителей существенно упрощает процесс предстартовой подготовки и является основной особенностью, отли­чающей РН «Зенит» от других пусковых систем. Без ускорителей конструкция ступеней оптимальна, количество пиротехнических устройств снижено, а надежность системы повышается за счет уменьшения вероятности появления сбоев в механизмах отделения ускорителей или в них самих. Более того, обтекаемая конфигурация позволяет лучше управлять ракетой на всех этапах полета вне зави­симости от погодных условий и повышает точность выведения.

Первая ступень состоит из бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека. Все отсеки первой ступени, включая межбаковый и хвостовой, выполнены сварными из сплава АМг-6. В хвостовом отсеке расположен маршевый двигатель первой ступени РД-171, созданный «НПО Энергомаш». В настоящее время это один из самых мощных двигателей в мире; тяга на Земле состав­ляет 7250 кН. РД-171 - четырехкамерный двигатель с одним турбо-насосным агрегатом (ТНА), выполнен по схеме с дожиганием гене­раторного газа, при этом камеры имеют возможность отклоняться на угол до 6 градусов. В двигателе используется химическое зажи­гание компонентов топлива в камерах и газогенераторах. На двига­теле смонтированы агрегаты для наддува баков первой ступени. Время работы двигателя составляет 140-150 секунд. Отделение ступени производится четырьмя твердотопливными двигателями торможения, расположенными в основании ступени.

Вторая ступень включает приборный отсек, бак окислителя, межбаковый отсек, бак горючего и хвостовой отсек. Кроме того, вторая ступень комплектуется ферменным переходным отсеком. При разделении ступеней эта ферма остается на первой ступени. Приборный отсек предназначен для размещения системы управ­ления ракетой, приборы отсека заключены в герметичные контей­неры. Бак окислителя второй ступени отличается от бака окисли­теля первой ступени конструкцией силовой оболочки и размерами. В нем также находятся баллоны с гелием для наддува бака горючего. Бак горючего выполнен в виде цилиндрического тора, во внутрен­нем объеме которого располагается маршевый двигатель второй ступени. Двигательная установка второй ступени состоит из двух ЖРД - маршевого РД-120, разработанного «НПО Энергомаш», и рулевого РД-8. Однокамерный ЖРД РД-120 закреплен неподвижно. Он выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа. Его тяга в вакууме равна 834 кН. Время работы двигателя при однократном включении - 315 секунд. Рулевой двигатель РД-8 - четырехкамер­ный с одним ТНА. Он также выполнен по схеме с дожиганием гене­раторного газа. Тяга двигателя в вакууме - 78,5 кН. Камеры руле­вого двигателя могут отклоняться на углы до 33 градусов. Время работы - до 1100 секунд. Двигатель разработан в ГКБ «Южное». Так же, как и в случае с первой ступенью, отделение второй ступени произ­водится четырьмя твердотопливными двигателями торможения.

Технический и стартовый комплексы

Основной комплекс подготовки полезного груза состоит из суще­ствующих на площадке 31 строений и сооружений, которые раньше использовались для подготовки многих отечественных и зарубеж­ных полезных грузов. Комплекс на площадке 254 станет основным после полного завершения модернизации. Все подготовительные операции с КА, заправочные операции, герметизация, подготовка пиросредств, накатка обтекателя и пр. проводятся здесь.

Стартовый комплекс (СК) на площадке 45, созданный Конструкторским бюро транспортного машиностроения (ныне филиал ФГУП «ЦЭНКИ» - НИИ стартовых комплексов имени В.П. Бармина) обеспечивает установку ракеты на стартовый стол, полный комплекс предстартовой подготовки, заправку компонен­тами ракетного топлива, подготовку к пуску собранной РН и пуск.

Основным преимуществом стартового комплекса «Зенит» 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 при минимальном количестве 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.