p>Будучи сторонниками взвешенного подхода, мы далеки от крайних оценок. «Ангара», конечно, не шедевр, но отнюдь и не «гадкий утёнок». Любое средство выведения – это отражение технических, экономических и политических условий, которые имели место при его проектировании и реализации.

Прежде всего, определимся в терминах.

Для доставки в космос грузов (спутников, кораблей, станций, межпланетных зондов) служат ракеты-носители, которые (исходя из соображений оптимального соотношения энергомассовых и экономических характеристик) обычно имеют несколько ступеней. Поскольку при старте их масса в 20... 100 раз и более превосходит массу полезной нагрузки, космический запуск – дорогостоящая и сложная операция, которая характеризуется удельной стоимостью  5... 50 тыс. долларов за один килограмм выводимого груза.

Цены на запуски коммерческих полезных нагрузок

Ракета-носитель	Страна	Масса полезного груза, кг	Стоимость пуска, млн долларов	Орбита запуска, наклонение/высота
«Космос-3М»	Россия	1350	10	66° / 250 км
Minotaur I	США	325	15	ССО* / 700 км
Minotaur IV	США	1075	20	ССО / 700 км
Shavit 1	Израиль	350	20	90° / 240 х 600 км
«Днепр»	Россия	800	24 – 30	ССО / 700 км
PSLV	Индия	1750	25	ССО / 630 км
Long March 2C/2D	Китай	1400/1300	25	ССО / 600 км
Taurus XL	США	930	35	ССО / 700 км
«Союз-2-1В»/«Волга»	Россия	1400	38	ССО / 835 км
Pegasus XL	США	225	36 – 40	ССО /700 км
«Рокот» / «Бриз-КМ»	Россия	1150	39 – 44,6	ССО / 700 км
Vega	Европа	1500	42	ССО / 700 км
GSLV Mark 2	Индия	2500	45	ГПО**
Epsilon	Япония	450	49	ССО / 500 км
«Союз 2-1а» / «Фрегат»	Starsem***	4200	50	ССО / 820 км
«Зенит 3SLБ» / ДМ SLБ	Россия / МКК***	4500	60	ГПО
Long March 3A	Китай	2600	60	ГПО
Long March 4B / 4C	Китай	2300 / 2900	60	ССО
Falcon 9 v1.1	США	4850	61,2 – 82	ГПО
Falcon 9 v1.1	США	13150	65	28,5° / 200 км
Long March 3B / 3C	Китай	5100 – 5500 / 3800	70	ГПО
«Зенит 3SL» / ДМ SL	Sea Launch***	6500	80 – 90	ГПО
«Союз STБ» / «Фрегат МТ»	Starsem***	4900	85	ССО / 820 км
«Протон М» / «Бриз М»	ILS***	6500	90	ГПО
H-IIA 202 / 2924	Япония	4000 / 6000	100	ГПО
Delta II 7320-10С / 7920-10С	США	1600 / 3000	140	ССО / 833 км
Atlas V 401 (2014)	США	4750	164	ГПО
Delta IV Medium+ (4,2) / (5,4)	США	6390 / 7300	164 / 225	ГПО
Atlas V 501 / 551	США	3780 / 8900	164 / 225	ГПО
H-IIB	Япония	16500	182	30,4° / 300 км
Ariane 5 ES	Европа	20000	274	51,6° / 300 км
Ariane 5 ECA	Европа	9500	274	ГПО
Delta IV Heavy	США	14220	350	ГПО

* Солнечно-синхронная орбита.
** Геопереходная орбита.
*** Провайдер коммерческих пусковых услуг российских ракет.
Таблица составлена посетителями форума журнала «Новости космонавтики» по материалам, опубликованным в открытых источниках.

Из-за значительной стартовой массы, сложности и длительности процедур подготовки ракеты-носители, как правило, запускаются с относительно небольшого числа космодромов, расположенных в фиксированных точках Земли. Диапазон реализуемых наклонений орбит запускаемых объектов ограничивается выбором трасс полёта и зон падения отделяемых элементов средств выведения (ступеней, головных обтекателей и тому подобного). Для отечественных космодромов, находящихся внутри материковой части евразийского субконтинента, вопрос определения траекторий выведения усугубляется необходимостью прокладки трасс полёта в стороне от населённых пунктов, важных и опасных объектов (заводов, электростанций, аэропортов) или территорий других государств.

Для расширения возможностей по запуску страны Большого космического клуба* стараются возводить свои космодромы вблизи побережья (или непосредственно на нем) с тем, чтобы практически вся трасса полёта ракеты была безопасной и отделяемые элементы падали в море. Таким образом устроены американские космодромы на мысе Канаверал, авиабазе Ванденберг и острове Уоллопс, европейский во Французской Гвиане, израильский на базе Пальмахим и индийский на острове Шрихарикота. С соблюдением аналогичных принципов строится новый отечественный космодром Восточный вблизи Углегорска.

До середины 1970-х годов подавляющее большинство средств выведения строилось на базе баллистических ракет дальнего действия (исключениями на тот момент были японские лёгкие L-4S и M-4 и сверхтяжёлые американский Saturn V и советская Н-1). Несмотря на высокую частоту пусков, уже тогда явственно ощущалась необходимость обновления парка отечественных ракет-носителей: требовалось повысить их энергетическую эффективность и отдачу с точки зрения соотношения стартовой и конечной массы, уйти от разношёрстного парка разнокалиберных изделий, ограничить число ступеней, чтобы уменьшить номенклатуру и размеры зон отчуждения земли под падение отделяемых элементов. Кроме того, хотелось получить средства для выведения космических аппаратов на орбиты с любым наклонением и на межпланетные траектории. Почти двадцатилетний опыт эксплуатации говорил о необходимости работать с изделиями, потребляющими топливо без токсичных компонентов.

Головные предприятия советской ракетно-космической отрасли провели соответствующие научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы. Однако начатая в 1976 году программа создания многоразовой системы «Энергия-Буран» быстро поглотила все ресурсы. К моменту распада Советского Союза из многообразия замыслов был реализован лишь один – средний носитель «Зенит».

В 1991 году обнаружилось, что возможности нашей страны по независимому доступу в космос резко ограничены: парк носителей, производимых отечественными предприятиями, сузился, а космодром Байконур – единственное место, из которого на тот момент могли запускаться пилотируемые корабли и геостационарные спутники, – оказался на территории суверенного Казахстана и стал предметом нешуточных межгосударственных споров.

Конечно, Россия располагала стартовыми комплексами в Капустином Яру, недалеко от Астрахани, и Плесецке, вблизи Архангельска. Но первый мог обслуживать лишь лёгкие носители, второй был «заточен» под решение проблем Министерства обороны, и существующие ракеты не позволяли запускать с него спутники на геостационарную орбиту. Имеющиеся средства выведения не охватывали весь спектр поставленных задач.

Для решения проблемы гарантированного независимого доступа в космос постановлением Правительства РФ от 15 сентября 1992 года было утверждено техническое задание на новый ракетный комплекс тяжёлого класса, способный экономически эффективно и надёжно запускать полезные нагрузки на все возможные орбиты из Плесецка. Вскоре к последнему прибавился ещё и новый космодром Свободный, который предполагалось создать на базе позиционного района дальневосточной дивизии Ракетных войск стратегического назначения (РВСН) с центром в посёлке Углегорск Амурской области.

В конкурсе эскизных проектов (шифр «Ангара»), объявленном Министерством обороны и Российским космическим агентством, принимали участие все ведущие ракетные предприятия – самарское Центральное специализированное конструкторское бюро (ЦСКБ), миасское КБ машиностроения (в 1993 году переименовано в Государственный ракетный центр (ГРЦ) «КБ имени В. П. Макеева»), подмосковное Научно-производственное объединение (НПО) «Энергия» имени академика С. П. Королёва и московское КБ «Салют» (с июня 1993 года входит в Государственный космический научно-производственный центр (ГКНПЦ) имени М.В. Хруничева).

В финал конкурса вышли предложения НПО «Энергия» и ГНКПЦ, которые строились на принципах унификации наземной и ракетной частей комплекса. Тяжёлая экономическая ситуация в стране вынуждала сводить к минимуму затраты на создание новых систем. Выход виделся в разработке носителя на базе элементов и составных частей уже имеющихся ракет и использующего уже построенные стартовые и технические комплексы – например, для «Зенита»: их строительство на космодроме Плесецк началось во второй половине 1986 года.

Коллектив из Подлипок разработал кислородно-керосиновый носитель, первая ступень которого состояла из трёх блоков с двигателями РД-180 разработки Научно-производственного объединения энергетического машиностроения (НПО «Энергомаш») – фактически двухкамерными вариантами четырёхкамерного РД-171, летавшего на первой ступени ракеты «Зенит». Вторая ступень заимствовалась от «Зенита», но имела увеличенные размеры. Диаметр отсеков всех ступеней не превышал 3900 м и позволял транспортировать полностью собранные блоки по железной дороге без остановки встречного движения.

Разработчики из Филей предлагали ракету с форсированным кислородно-керосиновым РД-171 на первой ступени и кислородно-водородным РД-0120 на второй (этот двигатель разработки Конструкторского бюро химической автоматики (КБХА) стоял на центральном блоке носителя «Энергия»). «Ангару» предполагалось собирать из транспортабельных блоков диаметром 3900 мм. Преимуществом проекта ГКПНЦ считались большая готовность материальной части и меньший уровень вмешательства в «зенитовский» стартовый комплекс. Возможности универсализации стартов («почти готового» на Плесецке и закладываемого в Свободном) обуславливались унификацией хвостового отсека, а также стартовых опор, заправочно-дренажных автостыков, быстроразъёмных соединений гидро-, пневмо- и электромагистралей.

Фактор готовности сыграл решающую роль: в сентябре 1994 года победу в конкурсе одержал Центр Хруничева. К дальнейшей разработке был рекомендован проект, «основанный на многолетних проектно-изыскательских работах ГКПНЦ по ракетам-носителям, их созданию и эксплуатации, с учётом прогнозируемых требований и реальных производственных возможностей предприятий отрасли». Проигравшей команде «Энергии» предлагалось довольствоваться ролью субподрядчика – ей поручили проектирование второй ступени «Ангары».

Сравнение ракет-носителей «Протон-К» и «Ангара-А5» (вариант 1996 года)

Параметры	«Протон-К»	Предложение ГКНПЦ	Предложение НПО «Энергия»
Число ступеней	3 + разгонный блок	2 + разгонный блок	2 + разгонный блок
Число маршевых двигателей*	12	3	5
Число транспортабельных модулей**	11	8	6
Компоненты топлива	Долгохранимые токсичные	Криогенные нетоксичные	Криогенные нетоксичные
Масса компонентов топлива (в ракете/в разгонном блоке), т	644,35/18.0	595/18,7	773,6/18,5
Масса конструкции, т	53,65	79,85	96,40
Стартовая масса, т	698	674.2	905
Стартовая тяга, тс	901	767	1176
Габариты (высота/поперечный размер), м	57,24/7,40	52,4/11,9	59,0/11,9
Полезная нагрузка:
- на низкой околоземной орбите, т	20,0	Более 26,0	25,0
- на геопереходной орбите, т	4,35	6,9	6,6
- на геостационарной орбите, т	2,6	3,2 (4,5)	3,0 (4,35)
Первый старт	10 марта 1967 года	По плану – 2005 год	По плану – 2005 год

* Включая разгонный блок.
** Включая разгонный бок и головной обтекатель.
*** С разгонным блоком «Бриз-М» (в скобках – с кислородно-водородным разгонным блоком).

Внешне выигравший вариант смотрелся, мягко говоря, странно. Хотя ракета скомпонована по оптимальной схеме деления «тандем», обе ступени выполнялись поблочно, с параллельным расположением топливных (несущие в центре, подвесные – сбоку) баков. По замыслу разработчиков, такая компоновка не только давала преимущество в условиях габаритных ограничений при железнодорожной транспортировке, но и обеспечивала минимальную массу конструкции. По сравнению с обычным, продольным размещением баков достоинства выбранной компоновочной схемы обуславливались следующими обстоятельствами:

• уменьшением в 1,5–2 раза длины носителя;
• снижением массы выносных (четыре из шести) баков, ненагруженных продольной сжимающей силой;
• отсутствием тяжелых высоконагруженных межбаковых отсеков;
• значительным уменьшением протяжённости массивных расходных магистралей для криогенных компонентов и исключением демпферов продольных колебаний.

Использование выносных баков как на первой, так и на второй ступенях повышало жёсткость конструкции без увеличения лобового сопротивления ракеты, поскольку при этом её мидель (наибольшее по площади поперечное сечение. — прим. ред.) оставался неизменным и определялся поперечными габаритами первой ступени (как и у всех носителей того времени).

Считалось, что унификация с хорошо освоенной в Центре Хруничева технологией и налаженным производством баков, головных обтекателей и систем управления от «Протона-М» позволят снизить расходы на создание носителя.

Сборку «Ангары» предполагалось производить на технической позиции космодрома по схеме, отработанной для «Протона», что обеспечивало минимальные сроки и затраты на подготовку ракеты к пуску. Заправочная инфраструктура должна была строиться с учётом опыта эксплуатации носителя «Энергия» с использованием российского оборудования и производственной базы жидкого водорода.

При штатном выведении с космодрома Плесецк предусматривалось падение отработавших элементов в районы, отведённые для «Зенита». Более того, разработчики мечтали в будущем реализовать управляемый спуск первой ступени, имеющей необычную компоновку, с точным приземлением на ограниченную площадку: они считали возможным (в случае достижения значительного ресурса двигателя) осуществлять «мягкую» посадку ступени с целью её многократного использования.

Несмотря на объективные преимущества, решение ГКНПЦ имени М. В. Хруничева показались оппонентам далеко не лучшим. Вот, например, обычный отзыв: «Сказать, что ракета некрасива, значит ничего не сказать. Дизайн её откровенно уродлив из-за громоздких навесных баков на обеих ступенях. Недаром этот вариант получил прозвище «Чебурашка» или «Ушастая «Ангара». Однако основным реальным недостатком проекта было, пожалуй, низкое соотношение тяги двигателя и массы ракеты на старте.

Как бы там ни было, 6 января 1995 года был выпущен указ Президента РФ о создании космического ракетного комплекса «Ангара», которое объявлялось задачей особой государственной важности, поскольку должно было обеспечить стране независимый гарантированный доступ в космос.

Через семь месяцев, 26 августа 1995 года, было выпущено соответствующее постановление Правительства РФ. Носитель, создаваемый в рамках проекта, должен был прийти на смену «Протонам» и «Зенитам». Головным разработчиком и производителем комплекса «Ангара» определялся ГКНПЦ имени М. В. Хруничева, государственными заказчиками – Министерство обороны и Российское космическое агентство. Лётные испытания предполагалось начать в 2005 году с космодрома Плесецк.

Работа началась на фоне ухудшающейся экономической ситуации, которая не позволяла осуществлять плановое ритмичное финансирование, что сразу же отрицательно сказалось на сроках реализации этапов проекта. Рубль стремительно дешевел, а стоимость ресурсов (электроэнергии, воды, материалов) и услуг росла. Бюджетных денег едва-едва хватало на разработку ракеты «на бумаге»… С другой стороны, удалось договориться с Казахстаном об аренде космодрома Байконур на приемлемых для России условиях, что сняло остроту проблемы запуска геостационарных спутников с помощью носителей «Протон». Оба эти фактора приводили к тому, что со стороны казалось, будто бы Росавиакосмосу – гражданскому космическому агентству России – «Ангара» не слишком-то и нужна, да и Министерство обороны продолжало строить программу пусков на основе уже имевшейся номенклатуры ракет.

В это же время удачная конъюнктура рынка и изменившийся взгляд бывших потенциальных противников сделали реальными планы коммерческого использования «Протонов», прежде всего из-за создания с корпорацией Lockheed совместного российско-американского предприятия. Сначала LKEI (Lockheed Khrunichev Energia International), а потом ILS (International Launch Services) взялись за маркетинг российского носителя на западном рынке и запуски спутников иностранных заказчиков.

«Энергия», ставшая Ракетно-космической корпорацией и так и не проявившая особого энтузиазма в разработке «Ангары», занялась собственными планами, а в 1996–1998 годах и вовсе переключилась на гораздо более интересную программу Международной космической станции.

Оставшись один на один с проектом, ГКПНЦ имени М.В. Хруничева был вынужден работать над «Ангарой» за собственные деньги. Запутанная и неэффективная схема государственного финансирования фактически без авансовых предоплат заставляла руководство фирмы искать способы снижения затрат. Этот период в официальной истории проекта описывается фразами: «В ходе дальнейших исследований в 1996–1997 году концепция комплекса «Ангара» была развита и уточнена. С учётом складывающейся в стране ситуации Центр Хруничева предложил стратегию поэтапного создания носителя тяжёлого класса с использованием универсальных ракетных модулей, сохраняющую все ключевые идеи первоначального варианта и развивающую перспективные возможности».

За этими словами стоят поистине драматические изменения, прежде всего связанные с интенсивным развалом сложившейся ранее кооперации предприятий ракетно-космической отрасли: часть из них остались в других – к тому времени уже суверенных – государствах (например, несмотря на все заверения в желании продолжать работы по тематике, от космоса стали быстро дистанцироваться украинские заводы второго и третьего уровня кооперации), часть скорректировала направление деятельности, многократно сменив форму собственности и самих собственников. Даже в тех случаях, когда предприятия были не против продолжать работу «на космос», в новых условиях малосерийное производство относительно сложных деталей и узлов за те деньги, которые предлагало государство, становилось для них невыгодным и прекращалось. Номенклатура продукции, требуемой для создания новых изделий и воспроизводства старых, неумолимо уменьшалась.

Первым из проекта ушёл РД-0120: российские предприятия второй половины 1990-х оказались неспособны воспроизводить этот мощный кислородно-водородный двигатель. Серийный выпуск прекратился за несколько лет до описываемых событий, на восстановление утраченных технологий, по скромным подсчётам, требовались $1 млрд и несколько лет, что с точки зрения проекта было совершенно немыслимо. Пришлось делать «чисто керосиновую» ракету.

Вторым фактором стал вопрос о запуске малых спутников. В Советском Союзе он решался с помощью носителей «Космос» и «Циклон», которые являлись модификацией межконтинентальных баллистических ракет. Описанные выше процессы разрушения кооперации предприятий привели к возникновению ряда острых проблем, о существовании которых руководство отрасли раньше даже не задумывалось. В результате производство лёгких ракет-носителей остановилось, и пуски продолжались за счёт ограниченных запасов, накопленных ранее в арсеналах. Радужные надежды на гражданское применение снимаемых с вооружения стратегических ракет натыкались на суровую реальность (отсутствие денег и технологические ограничения), которая не позволяла как по мановению волшебной палочки запросто менять ядерную боеголовку на вполне мирный спутник и запускать новоявленный конверсионный носитель «прямо из шахты».

Факторы наслоились друг на друга, и в 1996–1998 годах ГКНПЦ имени М. В. Хруничева изменил проект, сформулировав концепцию модульного построения не одной ракеты-носителя «Ангара», а уже целого семейства.

Делалось это под предлогом необходимости создания не только тяжёлого, но и лёгкого носителя для замены «Циклонов» и «Космосов». Однако в реальности разработчики хотели одним выстрелом убить двух зайцев: сделать за бюджетный счёт требуемую основным заказчикам ракету и попытаться выйти на нарождающийся и – как казалось – очень интересный сектор рынка запусков. В тот момент интенсивно обсуждались проекты создания многоспутниковых низкоорбитальных систем связи, которые впоследствии получили название Globalstar, Iridium и Orbcomm. Формировать их предполагалось, выводя аппараты «гроздьями» на тяжёлых и средних носителях, а восполнять естественную убыль одиночными запусками на лёгких ракетах.

После нескольких итераций Центр Хруничева предложил оптимальное (как тогда казалось) семейство модульных ракет-носителей, создаваемых одними и теми же предприятиями неширокой кооперации и запускаемых с одного универсального стартового комплекса. В основе конструкции лежали два типа универсальных ракетных модулей (УРМ). На основе УРМ-1 формировались нижние, а на основе УРМ-2 – верхние ступени. Комбинируя число УРМ-1, собираемых «в пачки» от одной до пяти штук, можно было получить носители лёгкого, среднего и тяжёлого класса. Массогабаритные характеристики модулей определялись целым рядом факторов, среди которых были имеющаяся номенклатура двигателей, удобный для изготовления и транспортировки «калибр» и совокупные возможности производственной базы.

Характеристики ракетных блоков – модулей семейства «Ангара»

Параметр	УРМ-1	УРМ-2
Назначение	Нижние ступени	Верхние ступени
Размеры (длина/диаметр), м	25,1/2,9	5,524/3,6
Масса (конструкции/топлива), т	130,4/10,5	35/4,2
Двигатель	РД-191	РД-0124А
Компоненты топлива	Жидкий кислород (окислитель) – керосин (горючее)
Тяга (на земле/в пустоте), тс	196.0/212.6	-/30
Удельный импульс (на земле/в пустоте), сек	311.5/337.4	-/359
Время работы, сек	300	421

Для УРМ-1 выбрали РД-191 – однокамерную «четвертушку» от энергомашевского РД-171, для УРМ-2 – РД-0124А – видоизменённое четырёхкамерное перспективное изделие, которое разрабатывалось в КБХА для замены устаревшего двигателя третьей ступени перспективной модификации ракеты «Союз». Ни первого, ни второго двигателя в производстве не было, и это тогда никого не пугало – возможность их создания и серийного выпуска сомнения не вызывала, проекты смотрелись очень хорошо.

К началу 2000-х годов предлагаемое семейство «Ангара» состояло из пяти носителей: моделей 1.1 и 1.2 лёгкого класса, А3 — среднего и двух вариантов А5 — тяжёлого классов (один – с обычным «керосиновым» УРМ-2, а второй – с «универсальным кислородно-водородным блоком» — УКВБ — на третьей ступени). Спустя пять лет в списке остались лишь 1.2, А3 и А5.

Долгое время проект жил в основном виртуальной жизнью: макеты ракет возили по выставкам, в специализированной прессе обсуждались различные варианты носителей. Изучались даже более или менее экзотичные версии частично многоразовой «Ангары». Все, наверное, помнят шумиху вокруг многоразового ракетного блока «Байкал», оснащённого крылом и посадочными устройствами? Его полноразмерный макет даже возили в Париж на авиасалон, но на том дело и кончилось. Несколько позже рассматривался ещё более экзотичный вариант спасения модулей первой ступени с помощью так называемого «вертолётного подхвата» – но тут дальше обсуждений не продвинулись.

Определяющими моментами проекта считалась разработка двигателей как самых технологически сложных составляющих (изготовление отсеков ракетных модулей никаких трудностей не представляло). Тут не обошлось без трудностей — как технических, так и финансовых, но с конца 1990-х годов предприятия-разработчики рапортовали о стендовых испытаниях уже не отдельных агрегатов, а двигателей в сборе.

Сложнее оказалось с объектами на космодроме Плесецк. Из-за хронической «бескормицы» строительство стартового и технического комплекса велось крайне низкими темпами. Поскольку после 1998 года вся концепция ракеты претерпела значительные изменения, пришлось переделывать практически всё – и сделанное для «Зенита», и начатое для первого варианта «Ангары». Как признаются разработчики, «по-видимому, решение использовать имеющийся к середине 1990-х годов общестроительный задел было ошибкой…»

Таким образом, по всем вышеуказанным причинам (в основном из-за отставания графиков изготовления матчасти) сроки начала лётных испытаний носителя постоянно переносились.

Тут судьба проекта резко изменилась: Южная Корея, стремившаяся стать космической державой, вела разработку национального носителя KSLV-1 (Korea Space Launch Vehicle) и не справилась с трудностями. Корейцы обратились в Центр Хруничева, и разработчики из Филей спроектировали носитель на основе УРМ-1. 26 октября 2004 года был подписан контракт стоимостью несколько сотен миллионов долларов, включающий изготовление двух или трёх (в зависимости от хода лётных испытаний) блоков первой ступени. Дело было даже не в деньгах, которые ГКНПЦ мог целевым образом использовать в проекте «Ангара», – возникала возможность «за чужой счет» проверить УРМ-1 в полёте!

В том же 2004 году началось и ритмичное бюджетное финансирование проекта. Государство вплотную занялось космонавтикой и в очередной раз обнаружило, что у него нет современных носителей, которые к тому времени превратились в самый настоящий инструмент суверенитета. Военные конфликты в Югославии, Ираке и Афганистане продемонстрировали, сколь велико влияние современных космических технологий разведки, связи и целеуказания на ход боевых действий. Планирование военных операций и отражение агрессии становилось попросту невозможным без использования спутников.

Проектные характеристики ракет-носителей семейства «Ангара» (на 2009 год)

Параметры	«Ангара-1.1»	«Ангара-1.2»	«Ангара-3»	«Ангара-5»	«Ангара-7»
Класс носителя	Лёгкий	Лёгкий	Средний	Тяжёлый	Тяжёлый
Стартовая масса, т	149	171	481	759 – 773	1133
Число ступеней	2	2	3	3	2
Полезная нагрузка
- на низкой околоземной орбите, т	2,0	3,5–3,8	14,6–15,1	24,5–25,8	35,0
- на геопереходной орбите, т	-	-	2,4–3,6	7,5	-
- на геостационарной орбите, т	-	-	1,0–1,6	3,0– ,5	-
Общая длина (без головного обтекателя, м)	34,9	42,2	46,7	48,7	59,14
Длина головного обтекателя, м	6,74	6,74	13,3 (15,3)	11,6 (15,3)	25
Диаметр головного обтекателя, м	2,5 × 2,82	2,5 × 2,62	4,35	4,35 (5,1)	5,5

Живительная влага денежных потоков придала проекту второе дыхание. Начала изготавливаться матчасть для стендовых испытаний, оживилось строительство в Плесецке. Уже летом 2007 года главный конструктор КБ «Салют» Олег Бахвалов утверждал: «В 2004 году вопрос финансирования был решён. На сегодня заключён долгосрочный контракт с Министерством обороны на создание комплекса. Деньги, которые выделены, обеспечивают начало лётных испытаний в 2010 году. У нас нет никаких сомнений в том, что эти деньги будут выделены, и мы их освоим, выполнив поставленную задачу».

В целом успешно продвигалась отработка РД-191 и РД-0124А – штатные двигатели предполагалось подготовить к первому пуску в 2009 году. Началась подготовка серийного производства УРМ-1 и лёгкой «Ангары-1.2» на омском заводе «Полет». Готовился к первому старту и южнокорейский носитель KSLV-1, получивший имя собственное Naro-1. Казалось, ещё немного, и проект «Ангара» выйдет на финишную прямую…

(Продолжение следует)

* Неформальное объединение государств, располагающих реально продемонстрированной национальной технологией космических полётов, включающей как минимум запуск собственного спутника собственной ракетой-носителем с собственного космодрома. Сейчас в Большой космический клуб входят Россия, США, Франция, Япония, Китай, Великобритания, страны Евросоюза (представлены Европейским космическим агентством), Индия, Израиль, Северная и Южная Корея, Иран.

Источник: 3DNews